WO2003046482A1 - Centrale de navigation inertielle hybride a integrite amelioree en altitude - Google Patents

Centrale de navigation inertielle hybride a integrite amelioree en altitude Download PDF

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WO2003046482A1
WO2003046482A1 PCT/FR2002/004045 FR0204045W WO03046482A1 WO 2003046482 A1 WO2003046482 A1 WO 2003046482A1 FR 0204045 W FR0204045 W FR 0204045W WO 03046482 A1 WO03046482 A1 WO 03046482A1
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inertial unit
alt
ground
radius
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Jacques Coatantiec
Sébastien Juillaguet
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Thales
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    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G01C21/1652—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments with ranging devices, e.g. LIDAR or RADAR

Definitions

  • the invention relates to instruments for aiding navigation and piloting, and in particular those intended for air navigation in which the precision constraints on position and speed are high and in which it is necessary to know at at all times the integrity of the information given by the position and speed measuring instruments.
  • inertial navigation units in aircraft are very conventional today. These power stations use accelerometers to determine accelerations along axes defined with respect to the aircraft, gyrometers to determine angular rotational speeds with respect to axes also defined with respect to the aircraft, and possibly other sensors such than a baro-altimeter.
  • accelerometers to determine accelerations along axes defined with respect to the aircraft
  • gyrometers to determine angular rotational speeds with respect to axes also defined with respect to the aircraft
  • possibly other sensors such than a baro-altimeter.
  • the orientation of the aircraft is determined at a given moment; by integrating the accelerometric measurements, which can be related to a terrestrial reference outside the aircraft thanks to the knowledge of the orientation of the aircraft, the speed components of the aircraft are determined in this terrestrial reference.
  • speed components of the aircraft are determined in this terrestrial reference.
  • geographic positions are determined.
  • the measurement sensors are however imperfect and have intrinsic errors or measurement bias, which can also vary during navigation. In addition, they are subject to measurement noise, in the sense that superimposed on the useful signal, representing the desired physical quantity, random variations do not correspond to the variations of the measured quantity.
  • the electrical measurement signals are further processed by electronic circuits which themselves introduce noise.
  • the inertial units are very precise over a very short period of time but are subject, due to the systematic temporal integration of the biases, to a significant drift which forces them to be periodically readjusted from other position information (or speed).
  • a readjustment can be carried out from a baro-altimeter, which measures the altitude according to measured pressure data and local weather indications.
  • the inertial unit is then a "baro-inertial" unit which hybridizes the inertial measurements and the barometric altitude measurements.
  • barometric altitude measurements are unreliable, especially in the presence of temperature inversion phenomena in the atmospheric layers. More recently, we have started to readjust inertial units from satellite positioning receivers, on board aircraft and deriving position and speed information, in terrestrial reference, from the signals they receive from satellites.
  • Hybrid power stations are thus produced, taking advantage of both the excellent short-term measurement quality of inertial units (very low noise measurement) and the high geographic position accuracy offered by satellite positioning systems.
  • Kalman filterings This is a digital filtering carried out during the calculations which make it possible to determine a so-called “hybrid position" from information coming from the inertial unit and information given by the satellite positioning receiver.
  • Kalman filtering makes it possible to continue to calculate a hybrid position which is of the inertial type (i.e.
  • Kalman filtering constantly calculates these errors and can use the errors identified just before the loss of satellite signals to continue correcting the control panel after this loss until the satellite signals become available again.
  • Altitude measurements are particularly critical during the landing phase, whether in a preliminary descent phase a few hundred meters above the ground (typically for breaking through a layer of clouds obstructing visibility), or in the final phase of landing on a runway.
  • an accuracy in altitude of about 50 meters is desired, which the satellite positioning receivers find it difficult to provide in a sufficiently reliable manner.
  • an altitude accuracy of the order of 5 meters is desired, and for this we assist the satellite positioning receiver by a local ground station, to operate it in differential (DGPS system), but, despite this help, receivers can hardly provide the expected 5-meter accuracy.
  • An object of the present invention is therefore to improve hybrid inertial navigation systems by adding additional means to improve the accuracy of the altitude measurements provided.
  • the on-board computer of the aircraft may trigger an alarm aimed at preventing a landing from being carried out.
  • This precision is defined by a confidence value which can be attributed to the measurement carried out, this confidence value being expressed under form of a protective radius, in the presence or absence of a fault.
  • the protection radius is a distance value, around a measured position (horizontally or vertically), such that we can consider that the exact position is actually located in this radius around the measurement made, with a chosen degree of confidence , i.e. with a determined maximum probability of error.
  • a navigation aid system on board an aircraft comprising an inertial navigation center providing a horizontal position and an altitude in terrestrial reference, and comprising at least one means (in principle a radiosonde) for provide a measurement of the height of the aircraft relative to the ground, a terrain database providing an altitude of the ground corresponding to the horizontal position delivered by the inertial unit, and means for correcting the altitude provided by the inertial unit using the data from the means for providing the height and from the terrain database, characterized in that it further comprises means for providing a protective radius associated with the horizontal position provided by the inertial unit and means of calculation providing a protection radius associated with the corrected altitude, the latter calculation means comprising means for calculating a dis persion of the ground altitude as contained in the terrain database, within a limited terrain area centered on the horizontal position provided by the inertial unit.
  • the altitude dispersion is preferably calculated in an area whose radius is defined from the protection radius of the horizontal position. Preferably, it is calculated in an area whose radius is the sum of the protection radius of the horizontal position and of a value linked to an inaccuracy of detection of the means for providing the height. If the height is provided by a radiosonde, the value added to the protection radius is preferably the radius of a circle of radioelectric illumination of the ground by the radiosonde.
  • the means of calculating the radius of protection of the corrected altitude include in principle a means of calculating a quadratic sum of a standard deviation ( ⁇ alt_rad) linked to the calculation of the sum of the height relative to the ground (HAUT_RAD ) and the altitude of the ground (ALT_GND), and a standard deviation ( ⁇ alt_hyb) linked to the altitude from the inertial unit (ALT_HYB), and a means for calculating a standard deviation and a radius of protection of the corrected altitude, from the quadratic sum calculated and averaged over N successive measurement samples.
  • the standard deviation linked to the calculation of the sum of the height above the ground and the altitude of the ground is preferably the quadratic mean of several standard deviations among which a standard deviation ( ⁇ disp) representing the altitude dispersion of the ground.
  • the height above the ground is preferably determined by a radiosonde.
  • a radiosonde works like a radar: it emits high frequency radio signals vertically and it measures the time between the emission of these signals and the reception of an echo; knowing the frequency emitted, it calculates the distance between the plane and the ground.
  • a radiosonde provides heights all the more precise the closer the aircraft carrying it is to the ground.
  • the precision can be of the order of 1%.
  • Smoothing can be done by averaging N successive altitude deviations, and the altitude correction made to the inertial unit is then the rolling average of N successive deviations corresponding to the N last position and altitude measurements.
  • smoothing can also be done by a digital filtering loop establishing an altitude correction value by integrating an error signal representing the difference between the altitude difference observed and the altitude correction carried out by the loop for a previous measurement.
  • the inertial unit provides horizontal position data (longitude and latitude) and an altitude.
  • the horizontal position is assigned a protection radius (we will return later to the concept of protection radius associated with a given probability of non-detection).
  • the inertial unit provides an altitude with an associated protection radius that is too large compared to what is desired.
  • the association of the radiosonde with the field database provides information with a standard deviation that can be calculated (we will come back to this calculation).
  • the altitude correction when calculating the altitude correction by averaging or filtering successive measurements of the difference which exists between the inertial unit on the one hand and the radiosonde associated with the field database on the other hand, can calculate an overall standard deviation of the applied correction.
  • a protection radius (corresponding to the standard deviation multiplied by a coefficient) can then be associated with the corrected altitude.
  • An alarm can be triggered in the event that the successive standard deviations do not correspond to a pre-established model, taking into account the a priori Gaussian nature of the deviations observed.
  • a terrain database on board the aircraft is used, but, contrary to what has been done in the prior art, this database is not used to improve the integrity horizontal position measurement (what a terrain correlation did in the past), but it serves to improve the integrity of the altitude measurement.
  • This improvement comes from the fact that not only do we use the ground altitude information contained in the database, but we also use a calculation of altitude dispersion in an area around the horizontal position of the aircraft, this zone being defined mainly by the protection radius associated with the horizontal position provided by the inertial unit.
  • the inertial unit which is improved by the radiosonde associated with a field database can be a simple inertial unit or a baro-inertial unit, or preferably an inertial or baro-inertial unit hybridized with a receiver satellite positioning; in this case, the position information which is entered into the terrain database is the hybrid horizontal position provided by the hybrid power station and the altitude corrected by the radiosonde is the hybrid altitude.
  • the invention will be described in the case of an inertial unit hybridized with a satellite positioning receiver.
  • the hybridized inertial unit comprises an inertial unit proper, CJNERT, a satellite positioning receiver, which will hereinafter be called a GPS receiver in reference to the most common positioning system called "Global Positioning System", and an electronic computer.
  • CJNERT inertial unit proper
  • GPS receiver satellite positioning receiver
  • CALCJHYB hybridization CALCJHYB hybridization.
  • the CJNERT inertial unit is most often composed of
  • accelerometers typically three, of fixed orientations relative to the aircraft, providing acceleration values along these axes
  • gyrometers typically three, each having a fixed axis with respect to the airplane and providing values of angular speed of rotation around these axes,
  • a calculator which determines digital data of geographic position (Lat, Lon, Alt), geographic speed (Vn, Ve, Vv), attitudes in roll and pitch ( ⁇ , ⁇ , ⁇ ), etc. from the indications provided by the accelerometers and gyrometers; the computer also provides a time stamp pulse defining the instant at which these data are valid.
  • DJNERT raw inertial data is supplied by the inertial unit to the hybridization computer.
  • other sensors can be associated with the central unit to refine the calculations, such as a barometric altimeter (ALT-
  • the computer of the inertial unit uses the information from this or these additional sensors at the same time as the information from the gyrometers and accelerometers.
  • the GPS receiver conventionally provides a geographical position in longitude, latitude and altitude, also called resolved position, also including a position measurement time.
  • the receiver in principle also provides travel speeds relative to the earth. The whole of this position, this time and this speed is called point PVT.
  • a time stamp pulse defining the time of validity of the PVT point is also provided.
  • the GPS receiver uses for its operation a measurement of distances between the receiver and each satellite in view of the receiver. These distances are actually pseudo-distances PDj (i denoting a satellite number) obtained in the form of signal propagation times between the rank i satellite and the receiver along the axis (satellite axis) joining the satellite and the receiver. It is the combination of pseudo-distances on several satellite axes with the knowledge of the positions of the satellites at a given time (sent in the form of ephemeris by the satellites themselves) which makes it possible to calculate the resolved position PVT.
  • pseudo-distances PDj i denoting a satellite number
  • Hybridization between the inertial unit and the GPS receiver can be done from the resolved position and / or from the pseudo-distances PDj.
  • the GPS receiver supplies the CALC_HYB hybridization calculator with all this data (and possibly other data: ephemeris, signal / noise ratios, protection rays specific to the GPS receiver, etc.), designated in the figure by D_GPS (GPS data) .
  • DJNERT raw inertial data and GPS data are processed in the hybridization calculator to provide DJHYB hybrid inertial data which are a hybrid attitude, a hybrid speed and a hybrid position.
  • the computer provides a hybrid horizontal position POS_HOR_HYB in the form of a longitude and a latitude in terrestrial coordinate system, and a hybrid altitude ALTJHYB in terrestrial coordinate system.
  • the hybridization computer also provides one or more protection radius values representing the accuracy of the data from hybridization, in particular a protection radius for the horizontal position and a protection radius for the hybrid altitude.
  • Hybridization is performed by filtering algorithms
  • Kalman to obtain both the short-term stability and absence of noise qualities of the inertial unit and the very high precision but very noisy in the short term of the GPS receiver. Kalman filtering makes it possible to take into account the intrinsic behavioral errors of the CJNERT inertial unit, and to correct these errors.
  • the measurement error of the inertial unit is determined during filtering; it is added to the measurement provided by the plant to give a hybrid measurement in which errors due to the behavior of the plant are minimized.
  • the inertial unit thus hybridized is associated with a radiosonde RAD_SONDE and a digital field database
  • the radiosonde provides a measurement of the height HAUT_RAD of the aircraft above the ground at a measurement instant.
  • the terrain database contains the geographic altitudes, in a terrestrial reference, of a network of points regularly distributed in the region overflown by the aircraft during a specific flight.
  • the mesh of this network is more or less tight depending on the desired precision.
  • the altitude given for a geographical point is in principle the altitude of the highest point of a square which is centered on this geographical point and whose side is equal to the pitch of the network.
  • the database is addressable in horizontal position (longitude and latitude), and provides an altitude for this position.
  • the data from the hybrid inertial unit, the radiosonde and the terrain database are combined to correct the altitude ALTJHYB supplied by the inertial unit.
  • ALT_HYB_COR is provided to the user.
  • the user can be the pilot or a computer.
  • the corrected altitude is calculated in the CALCJHYB hybridization calculator or in a separate calculator.
  • a separate computer which receives the data from the radiosonde, the terrain database and the hybridization calculator, and which provides a corrected altitude ALT_HYB_COR which comes to replace the hybrid altitude in the DJHYB hybrid data supplied to the user.
  • This calculator also provides the protection radius RPalt_hyb_cor of the corrected altitude.
  • FIG. 2 represents the principle of calculation of the corrected altitude.
  • Hybrid control unit provides horizontal hybrid position
  • POSJHORJHYB of the aircraft in the form of a geographical longitude and latitude. This position is applied as input to the DTED field database. A corresponding altitude of the terrain ALTJ3ND at this position is provided.
  • This altitude ALTJ3ND is added to the height HAUT_RAD provided by the radiosonde, to provide an altitude of the aircraft in terrestrial frame, ALT_RAD.
  • ALT_RAD ALT_GND + HAUT_RAD
  • this altitude ALT_RAD constitutes the corrected altitude which can replace purely and simply the hybrid altitude provided by the inertial unit.
  • the radiosonde and the database would in this case be used directly to readjust the inertial unit in place of the GPS receiver when the latter provides insufficiently precise measurements.
  • ⁇ H (i) ALTJ AD (i) - ALT_HYB (i)
  • the differences are simply averaged over N successive samples.
  • the average is a moving average, the last N samples being considered each time.
  • ⁇ Hm (1 / N) [sum of 1 to N of ⁇ H (i)]. It is this average deviation which constitutes the correction value COR_ALT, which is added to the hybrid altitude ALTJHYB to give a corrected altitude ALT HYB COR.
  • the filtering can be a first order integrative filtering, in which a reaction loop establishes an altitude correction value COR_ALT by integration of a error signal representing the difference between the altitude ALT_RAD given by the radiosonde and the sum of the hybrid altitude ALTJHYB and the correction value COR_ALT calculated for a previous sample.
  • the error signal therefore represents the difference between the difference observed and an altitude correction calculated previously.
  • the filtering function is of the first order (in 1 / p if p is the variable of Laplace), with a gain of loop K, but it could be more complex (second order for example, or more).
  • the protection radius RP of a measurement for a probability of non-detection of a predetermined error PND, is an upper limit of the difference between the calculated value and the real value of the measured quantity, such that there is a probability lower than PND that the real value is far from the calculated value by a distance greater than RP.
  • PND maximum probability PND for the real value to be outside a circle of radius RP around the value found by calculation, or a maximum probability PND for the real measurement error to exceed the announced protection radius.
  • the maximum probability PND In general, we set the maximum probability PND, depending on the application. In the example of the landing of an aircraft for example, one may wish a maximum PND probability of 10 "7 / hour to be wrong on the protection radius due to a foreseeable or unpredictable defect.
  • the protection radius is directly linked to the variance of the measured quantity (or its standard deviation) and to the probability of non-detection of PND error.
  • the variance is the square of the standard deviation ⁇ linked to the measured quantity.
  • the protection radius RP is linked to the standard deviation ⁇ and the probability of non-detection PND by the following approximate table,
  • the probability of non-detection that one sets (and therefore according to the envisaged application) one can therefore determine a coefficient k such that the protection radius RP is equal to k ⁇ .
  • the coefficient k takes a value between 1 and 7 in the previous table.
  • This protection radius is calculated from the standard deviations of the variables considered. It applies to each possible variable, but in practice we are interested here in distance variables.
  • a protection radius calculation is made within the hybridization calculator, in the presence of errors modeled in the Kalman filter. This calculation notably involves the variances taken from the covariance matrix of the Kalmann filter. The square root of each variance gives a standard deviation. The standard deviation is used to determine a protection radius. The calculation of the protection radius can be more complex than a simple multiplication of the standard deviation by a coefficient k; this is particularly the case when one seeks to determine a protection radius in the presence of a satellite fault in the GPS receiver.
  • FIG. 4 represents the calculation of the protection radius which is made according to the invention.
  • the hybrid inertial unit provides a protection radius RPposJiorJiyb for the measurement of hybrid horizontal position and a protection radius RP_alt_hyb for the measurement of hybrid altitude.
  • This standard deviation results from three parameters: the specific imprecision of the radiosonde, expressed in the form of a standard deviation ⁇ high-rad; the specific imprecision of the DTED field database, also expressed in the form of a standard deviation ⁇ detd; and a dispersion of altitudes of the ground which exists in the region which surrounds the position of the aircraft, this dispersion being still expressed in the form of a standard deviation ⁇ disp.
  • the inaccuracy of the radiosonde is for example 1% and the height it provides is 1000 meters, we will consider that the standard deviation ⁇ high-rad is 10 meters.
  • the imprecision of the terrain altitude provided by the database is given by the producer of this database. It can depend on the region considered and on the resolution of the mesh of the base.
  • the standard deviation of terrain altitude dispersion in the region overflown is calculated from the horizontal protection radius RPpos_hor_hyb provided by the hybrid inertial unit. For that, one determines for each mesh of the data base of field, inside a zone surrounding the horizontal position POSJHORJHYB provided by the inertial unit, the difference between the altitude of the ground in this mesh and the altitude ALT_GND corresponding to the horizontal position of the aircraft.
  • Figure 5 shows the area in which these deviations are calculated
  • this area is determined from the horizontal protection radius. It can be defined by a circle centered on the horizontal position POS_HOR_HYB and having for radius the protection radius RPpos_hor_hyb given by the inertial unit for the horizontal position; the dotted circle in Figure 5 represents this area.
  • This standard deviation is the quadratic sum of the three previous deviations, ie the square root of [( ⁇ haut_rad) 2 + ( ⁇ dted) 2 + ( ⁇ disp) 2 ].
  • ( ⁇ alt_rad) 2 ( ⁇ haut_rad) 2 + ( ⁇ dted) 2 + ( ⁇ disp) 2
  • the standard deviation ⁇ H of the deviation ⁇ H between the altitude supplied by the inertial unit and the altitude supplied by the radiosonde is the quadratic sum of the standard deviation ⁇ alt_hyb from the inertial unit and the standard deviation ⁇ alt_rad of the altitude provided by the radiosonde.
  • ( ⁇ H) 2 ( ⁇ altjiyb) 2 + ( ⁇ alt_rad) 2
  • the standard deviation of the corrected altitude is the same as the standard deviation of the altitude correction, the uncertainty on the hybrid altitude having already been taken into account.
  • the standard deviation ⁇ alt_hyb_cor of the corrected altitude ALT_HYB_COR equal to the difference -type ⁇ cor_alt of correction COR_ALT, is the standard deviation ⁇ H divided by the square root of the number of samples taken into account in the average.
  • This standard deviation is significantly lower than the standard deviation of the altitude information given by the hybrid unit as soon as the number of samples is sufficiently high.
  • a protection radius RPalt_hyb_cor of the corrected altitude is equal to the standard deviation multiplied by the coefficient k corresponding to the desired probability of non-detection.
  • the deviation ⁇ H (i) for a given sample is divided by the corresponding standard deviation ⁇ H (i).
  • the ratio between the measured deviation and the standard deviation should be a variable having a law of Khi 2 to N degrees of freedom, whereby it controls the compliancy by first calculating the root mean square this ratio, on N samples, and by comparing this average to a threshold.
  • This threshold is determined as a function of the number N of samples and as a function of an accepted false alarm rate.
  • the calculated square mean is the square root of the following expression: (1 / N) ⁇ sum of the N values [ ⁇ H (i) / ⁇ H (i)] 2 ⁇ .
  • the altitude correction is carried out by digital filtering of the observed deviations, rather than by the average, we understand that we can also define a standard deviation of the corrected value, lower than that of the altitude provided by the central inertial when the feedback loop which calculates the correction converges to a stable situation.
  • the standard deviation of the corrected value is determined from the variance of the deviation ⁇ H observed between the two altitude measurements. This variance can be calculated as in Kalman filtering from the variance propagation matrix which describes the filtering loop used.
  • the invention has been described with a single radiosonde, but it goes without saying that several radiosondes could be used to reduce the risks of faults due to hardware failures of the radiosonde.

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Abstract

L'invention concerne les centrales de navigation inertielles pour aéronefs. Pour améliorer la précision de mesure d'altitude, on associe à la centrale inertielle (C_INERT) une radiosonde fournissant une hauteur (HAUT_ALT) de l'aéronef par rapport au sol et une base de données de terrain (DTED) fournissant une altitude du sol (ALT_GND) à la position horizontale (POS_HOR_HYB) de l'aéronef délivrée par la centrale inertielle. La centrale inertielle fournit une altitude (ALT_HYB) qui est corrigée à partir des valeurs fournies par la radiosonde et la base de données de terrain. Un rayon de protection (Rpalt_hyb_cor) de l'altitude ainsi corrigée est calculé. Pour ce calcul de rayon de protection, on utilise en particulier un calcul de la dispersion d'altitude du terrain autour de la position horizontale de l'aéronef, dans un cercle délimité à partir du rayon de protection de la position horizontale (Rppos_hor_hyb) , fourni par la centrale inertielle en même temps que la position horizontale.

Description

CENTRALE DE NAVIGATION INERTIELLE HYBRIDE A INTEGRITE AMELIOREE EN ALTITUDE
L'invention concerne les instruments d'aide à la navigation et au pilotage, et en particulier ceux qui sont destinés à la navigation aérienne dans laquelle les contraintes de précision sur la position et la vitesse sont élevées et dans laquelle il est nécessaire de connaître à tout moment l'intégrité de l'information donnée par les instruments de mesure de position et de vitesse.
L'utilisation de centrales de navigation inertielles dans les aéronefs est très classique aujourd'hui. Ces centrales utilisent des accéléromètres pour déterminer des accélérations selon des axes définis par rapport à l'aéronef, des gyromètres pour déterminer des vitesses de rotation angulaires par rapport à des axes également définis par rapport à l'aéronef, et éventuellement d'autres capteurs tels qu'un baro-altimètre. Par intégration des mesures gyrométriques, on détermine l'orientation de l'aéronef à un moment donné ; par intégration des mesures accélérométriques, qui peuvent être rapportées à un repère terrestre extérieur à l'aéronef grâce à la connaissance de l'orientation de l'aéronef, on détermine les composantes de vitesse de l'aéronef dans ce repère terrestre. Par intégration des vitesses, on détermine des positions géographiques.
Les capteurs de mesure sont cependant imparfaits et présentent des erreurs intrinsèques ou biais de mesure, qui peuvent d'ailleurs varier au cours de la navigation. De plus ils sont sujets aux bruits de mesure, en ce sens que se superposent au signal utile, représentant la grandeur physique recherchée, des variations aléatoires ne correspondant pas aux variations de la grandeur mesurée. Les signaux électriques de mesure sont de plus traités par des circuits électroniques qui introduisent eux-mêmes du bruit.
Les biais et bruits de mesure sont d'autant plus gênants que les calculs de position faits à partir des résultats de mesure des capteurs impliquent des intégrations. L'intégration engendre une dérive de la valeur mesurée, dérive qui croît progressivement au cours du temps dès lors que la valeur intégrée est biaisée au départ. Une double intégration (intégrale d'accélération pour donner la vitesse puis intégrale de vitesse pour donner la position) accroît encore cette dérive dans des proportions considérables.
En résumé, les centrales inertielles sont très précises sur une très courte durée mais sont sujettes, du fait de l'intégration temporelle systématique des biais, à une dérive importante qui oblige à les recaler périodiquement à partir d'autres informations de position (ou de vitesse).
Pour ce qui concerne l'altitude de l'avion, un recalage peut être effectué à partir d'un baro-altimètre, qui mesure l'altitude en fonction de données de pression mesurées et d'indications météorologiques locales. La centrale inertielle est alors une centrale "baro-inertielle" qui hybride les mesures inertielles et les mesures d'altitude barométriques. Toutefois les mesures d'altitude barométriques sont peu fiables, notamment en présence de phénomènes d'inversions de températures dans les couches atmosphériques. Plus récemment, on a commencé à recaler les centrales inertielles à partir de récepteurs de positionnement par satellites, embarqués dans les aéronefs et tirant des informations de position et de vitesse, en repère terrestre, à partir des signaux qu'ils reçoivent des satellites.
On réalise ainsi des centrales hybrides profitant à la fois de l'excellente qualité de mesure à très court terme des centrales inertielles (mesure très faiblement bruitée) et de la grande précision de position géographique offerte par les systèmes de positionnement par satellites.
L'hybridation des deux systèmes, système inertiel et système de positionnement par satellites, se fait en général par l'utilisation d'algorithmes de filtrage, généralement connus sous le nom de filtrages de Kalman. Il s'agit d'un filtrage numérique effectué au cours des calculs qui permettent de déterminer une position dite "position hybride" à partir des informations provenant de la centrale inertielle et des informations données par le récepteur de positionnement par satellites. En cas de perte ou de dégradation des mesures de positionnement par satellites (dont il faut rappeler qu'elles peuvent facilement être perdues parce que le signal émis par les satellites est extrêmement faible et qu'elles peuvent être erronées, par exemple à cause de la présence de multitrajets entre un satellite et le récepteur), le filtrage de Kalman permet de continuer à calculer une position hybride qui est de type inertielle (c'est-à- dire analogue à celle que fournirait une centrale inertielle toute seule) mais qui est corrigée des erreurs de dérive de la centrale ; en effet, le filtrage de Kalman calcule en permanence ces erreurs et peut se servir des erreurs repérées juste avant la perte des signaux satellites pour continuer à corriger la centrale après cette perte jusqu'au moment où les signaux satellites redeviennent disponibles.
Cependant, la précision et la fiabilité des centrales inertielles hybrides corrigées par récepteurs de positionnement par satellite n'est pas suffisante pour certaines applications, telles que l'atterrissage automatique des aéronefs.
Les mesures d'altitude sont particulièrement critiques en phase d'atterrissage, que ce soit dans une phase préliminaire de descente à quelques centaines de mètres au-dessus du sol (typiquement pour la percée d'une couche de nuages obstruant la visibilité), ou en phase finale d'atterrissage sur une piste. Dans le premier cas, on souhaite une précision en altitude d'environ 50 mètres, que les récepteurs de positionnement par satellites ont du mal à fournir d'une manière suffisamment fiable. Dans le deuxième cas, on souhaite une précision en altitude de l'ordre de 5 mètres, et pour cela on assiste le récepteur de positionnement par satellites par une station locale au sol, pour le faire fonctionner en différentiel (système DGPS), mais, malgré cette aide, les récepteurs peuvent difficilement fournir la précision de 5 mètres attendue.
Un but de la présente invention est donc d'améliorer les centrales de navigation inertielle hybrides en leur adjoignant des moyens supplémentaires permettant d'améliorer la précision des mesures d'altitude fournies.
Pus généralement, on souhaite améliorer non seulement la précision de la mesure d'altitude, mais aussi la connaissance de la précision associée à une mesure, étant donné que cette précision n'a pas une valeur fixe (elle dépend de très nombreux paramètres) et qu'elle peut être utile pour permettre de prendre des décisions. Par exemple, en cas de descente au- dessous d'un certain seuil de précision, le calculateur de bord de l'aéronef peut déclencher une alarme visant à interdire de procéder à un atterrissage. Cette précision est définie par une valeur de confiance qu'on peut attribuer à la mesure effectuée, cette valeur de confiance s'exprimant sous forme d'un rayon de protection, en présence ou en absence de panne. Le rayon de protection est une valeur de distance, autour d'une position mesurée (horizontalement ou verticalement), teille qu'on peut considérer que la position exacte est effectivement située dans ce rayon autour de la mesure faite, avec un degré de confiance choisi, c'est-à-dire avec une probabilité maximale d'erreur déterminée.
Selon l'invention, on propose un système d'aide à la navigation embarqué dans un aéronef, comprenant une centrale de navigation inertielle fournissant une position horizontale et une altitude en repère terrestre, et comprenant au moins un moyen (en principe une radiosonde) pour founir une mesure de la hauteur de l'aéronef par rapport au sol, une base de données de terrain fournissant une altitude du sol correspondant à la position horizontale délivrée par la centrale inertielle, et des moyens pour corriger l'altitude fournie par la centrale inertielle en utilisant les données issues du moyen pour fournir la hauteur et de la base de données de terrain, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens pour fournir un rayon de protection associé à la position horizontale fournie par la centrale inertielle et des moyens de calcul fournissant un rayon de protection associé à l'altitude corrigée, ces derniers moyens de calcul comportant des moyens pour calculer une dispersion de l'altitude du sol telle que contenue dans la base de données de terrain, à l'intérieur d'une zone de terrain limitée centrée sur la position horizontale fournie par la centrale inertielle.
La dispersion de l'altitude est calculée de préférence dans une zone dont le rayon est défini à partir du rayon de protection de la position horizontale. De préférence, elle est calculée dans une zone dont le rayon est la somme du rayon de protection de la position horizontale et d'une valeur liée à une imprécision de détection du moyen pour fournir la hauteur. Si la hauteur est fournie par une radiosonde, la valeur rajoutée au rayon de protection est de préférence le rayon d'un cercle d'illumination radioélectrique du sol par la radiosonde.
Les moyens de calcul du rayon de protection de l'altitude corrigée comprennent en principe un moyen de calcul d'une somme quadratique d'un écart-type (∑alt_rad) lié au calcul de la somme de la hauteur par rapport au sol (HAUT_RAD) et de l'altitude du sol (ALT_GND), et d'un écart-type (∑alt_hyb) lié à l'altitude issue de la centrale inertielle (ALT_HYB), et un moyen pour calculer un écart-type et un rayon de protection de l'altitude corrigée, à partir de la somme quadratique calculée et moyennée sur N échantillons de mesure successifs.
L'écart type lié au calcul de la somme de la hauteur par rapport au sol et de l'altitude du sol est de préférence la moyenne quadratique de plusieurs écarts types parmi lesquels un écart-type (∑disp) représentant la dispersion d'altitude du sol.
La détermination de hauteur par rapport au sol se fait de préférence par une radiosonde. Une radiosonde fonctionne comme un radar : elle émet verticalement des signaux radioélectriques à haute fréquence et elle mesure la durée qui sépare l'émission de ces signaux de la réception d'un écho ; connaissant la fréquence émise, elle calcule la distance qui sépare l'avion du sol.
Une radiosonde fournit des hauteurs d'autant plus précises que l'aéronef qui la porte est plus près du sol. La précision peut être de l'ordre de 1 %.
Pour corriger l'altitude fournie par la centrale inertielle, on commence par calculer un écart entre cette altitude et une altitude déterminée à la fois à partir de la hauteur de l'aéronef, délivrée par la radiosonde, et à partir de l'altitude du sol délivrée par la base de données de terrain. En principe, on fait simplement la différence entre d'une part l'altitude hybride et d'autre part la somme de l'altitude du sol et la hauteur de l'aéronef.
On pourrait corriger l'altitude fournie par la centrale inertielle en la remplaçant purement et simplement par l'altitude ainsi fournie par la radiosonde associée à la base de données de terrain. Toutefois, on préfère effectuer un filtrage numérique de l'écart mesuré pour calculer une correction plus appropriée à appliquer à l'altitude fournie par la centrale inertielle : on lisse en fait la valeur de l'écart sur plusieurs mesures correspondant à plusieurs valeurs successives de position et d'altitude fournies par la centrale inertielle.
Le lissage peut se faire par moyennage de N écarts d'altitude successifs, et la correction d'altitude apportée à la centrale inertielle est alors la moyenne glissante de N écarts successifs correspondant aux N dernières mesures de position et d'altitude. Mais le lissage peut aussi se faire par une boucle de filtrage numérique établissant une valeur de correction d'altitude par intégration d'un signal d'erreur représentant la différence entre l'écart d'altitude constaté et la correction d'altitude effectuée par la boucle pour une mesure précédente. Pour réaliser l'hybridation en calculant en même temps une indication de la fiabilité ou la précision de la mesure, et en améliorant cette fiabilité par rapport à celle que donnerait normalement la centrale inertielle (hybridée ou non avec un récepteur de positionnement par satellites), on utilisera une base de données de terrain embarquée dans l'aéronef, d'une manière qu'on peut résumer ainsi : la centrale inertielle fournit des données de position horizontale (longitude et latitude) et une altitude. La position horizontale est affectée d'un rayon de protection (on reviendra plus loin sur la notion de rayon de protection associé à une probabilité de non-détection donnée). La centrale inertielle fournit une altitude avec un rayon de protection associé trop grand par rapport à ce qu'on souhaite. L'association de la radiosonde avec la base de données de terrain fournit des informations avec un écart-type qu'on peut calculer (on reviendra sur ce calcul). Pour associer un rayon de protection à la mesure d'altitude corrigée par la radiosonde et la base de données de terrain, on procède de préférence de la manière suivante : on calcule la dispersion d'altitude du sol telle que contenue dans la base de données, à l'intérieur d'une zone limitée centrée sur la position horizontale donnée par la centrale inertielle ; cette dispersion est ensuite associée à une précision intrinsèque de la base de données de terrain et à une précision intrinsèque de la radiosonde ; la combinaison de ces trois données de précision peut s'exprimer sous forme d'un écart-type de mesure d'altitude par la radiosonde ; cet écart-type peut être combiné à l'écart-type de l'altitude fournie par la centrale inertielle, puis moyenne sur un certain nombre d'échantillons ou filtré, pour fournir un écart-type global de la correction d'altitude apportée à la sortie de la centrale inertielle et donc un rayon de protection associé à l'altitude corrigée.
En particulier, lorsqu'on calcule la correction d'altitude par moyennage ou filtrage des mesures successives de l'écart qui existe entre la centrale inertielle d'une part et la radiosonde associée à la base de données de terrain d'autre part, on peut calculer un écart-type global de la correction appliquée. Un rayon de protection (correspondant à l'écart-type multiplié par un coefficient) peut alors être associé à l'altitude corrigée. Une alarme peut être déclenchée au cas où les écarts-types successifs ne répondent pas à un modèle préétabli compte-tenu de la nature a priori gaussienne des écarts constatés. Pour déterminer la dispersion d'altitude du sol, qui entre dans le calcul du rayon de protection de l'altitude corrigée, on mesurera de préférence les écarts d'altitude dans une zone dont le rayon est défini à partir du rayon de protection de la position horizontale fournie par la centrale inertielle. Le rayon de cette zone pourra également prendre en compte le rayon de la zone de sol illuminée par la radiosonde (dont l'angle d'ouverture peut facilement atteindre 45°).
On comprendra qu'on utilise selon l'invention une base de données de terrain embarquée dans l'aéronef, mais, contrairement à ce qui a pu se faire dans l'art antérieur, cette base de données ne sert pas à améliorer l'intégrité de la mesure de position horizontale (ce que faisait une corrélation de terrain dans le passé), mais elle sert à améliorer l'intégrité de la mesure d'altitude. Cette amélioration vient de ce que non seulement on utilise l'information d'altitude du sol contenue dans la base de données, mais on utilise aussi un calcul de dispersion d'altitudes dans une zone située autour de la position horizontale de l'aéronef, cette zone étant définie principalement par le rayon de protection associé à la position horizontale fournie par la centrale inertielle.
On notera aussi que la centrale inertielle qu'on améliore grâce à la radiosonde associée à une base de données de terrain peut être une centrale inertielle simple ou une centrale baro-inertielle, ou de préférence une centrale inertielle ou baro-inertielle hybridée avec un récepteur de positionnement par satellites ; dans ce cas, l'information de position qui est introduite dans la base de données de terrain est la position horizontale hybride fournie par la centrale hybridée et l'altitude corrigée grâce à la radiosonde est l'altitude hybride.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit et qui est faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente schématiquement le principe d'une centrale inertielle hybridée à laquelle on a associé une radiosonde et une base de données de terrain embarquée ;
- la figure 2 représente le principe du calcul de l'altitude corrigée ; - la figure 3 représente une variante de calcul de l'altitude corrigée ;
- la figure 4 représente le principe du calcul du rayon de protection de l'altitude corrigée ;
- la figure 5 représente le principe du calcul de dispersion d'attitude du sol, qui entre dans le calcul du rayon de protection de l'altitude corrigée.
On décrira l'invention dans le cas d'une centrale inertielle hybridée avec un récepteur de positionnement par satellites. La centrale inertielle hybridée comporte une centrale inertielle proprement dite CJNERT, un récepteur de positionnement par satellites, qu'on appellera par la suite récepteur GPS en référence au système de positionnement le plus courant dit « Global Positionning System », et un calculateur électronique d'hybridation CALCJHYB. La centrale inertielle CJNERT est le plus souvent composée de
- plusieurs accéléromètres, typiquement trois, d'orientations fixes par rapport à l'aéronef, fournissant des valeurs d'accélération selon ces axes,
- plusieurs gyromètres, typiquement trois, ayant chacune un axe fixe par rapport à l'avion et fournissant des valeurs de vitesse de rotation angulaire autour de ces axes,
- un calculateur qui détermine des données numériques de position géographique (Lat, Lon, Alt), vitesse géographique (Vn, Ve, Vv), attitudes en cap roulis et tangage (φ, θ, ψ), etc. à partir des indications fournies par les accéléromètres et gyromètres ; le calculateur fournit aussi une impulsion de marquage temporel définissant l'instant auquel ces données sont valides.
Toutes ces données, appelées ci-après données inertielles brutes DJNERT, sont fournies par la centrale inertielle au calculateur d'hybridation. Eventuellement, d'autres capteurs peuvent être associés à la centrale pour affiner les calculs, tels qu'un altimètre barométrique (ALT-
BARO). Le calculateur de la centrale inertielle utilise alors les informations de ce ou ces capteurs supplémentaires en même temps que les informations des gyromètres et accéléromètres.
Le récepteur GPS fournit classiquement une position géographique en longitude, latitude et altitude, appelée aussi position résolue, incluant aussi un temps de mesure de position. Le récepteur fournit en principe aussi des vitesses de déplacement par rapport à la terre. L'ensemble de cette position, ce temps et cette vitesse est appelée point PVT. Une impulsion de marquage temporel définissant l'instant de validité du point PVT est également fournie.
Le récepteur GPS utilise pour son fonctionnement une mesure de distances entre le récepteur et chaque satellite en vue du récepteur. Ces distances sont en réalité des pseudo-distances PDj (i désignant un numéro de satellite) obtenues sous forme de durées de propagation de signal entre le satellite de rang i et le récepteur le long de l'axe (axe satellite) joignant le satellite et le récepteur. C'est la combinaison des pseudo-distances sur plusieurs axes satellites avec la connaissance des positions des satellites à un moment donné (envoyée sous forme d'éphémérides par les satellites eux- mêmes) qui permet de calculer la position résolue PVT.
L'hybridation entre la centrale inertielle et le récepteur GPS peut se faire à partir de la position résolue et/ou des pseudo-distances PDj.
Le récepteur GPS fournit au calculateur d'hybridation CALC_HYB toutes ces données (et éventuellement d'autres encores : éphémérides, rapports signal/bruit, rayons de protection propre du récepteur GPS, etc.), désignées sur la figure par D_GPS (données GPS).
Les données inertielles brutes DJNERT et les données GPS sont traitées dans le calculateur d'hybridation pour fournir des données inertielles hybrides DJHYB qui sont une attitude hybride, une vitesse hybride et une position hybride. Dans la position hybride, le calculateur fournit une position horizontale hybride POS_HOR_HYB sous forme d'une longitude et une latitude en repère terrestre, et une altitude hybride ALTJHYB en repère terrestre. Le calculateur d'hybridation fournit aussi une ou plusieurs valeurs de rayon de protection représentant la précision des données issues de l'hybridation, notamment un rayon de protection de la position horizontale et un rayon de protection de l'altitude hybride.
L'hybridation est réalisée par des algorithmes de filtrage de
Kalman pour obtenir à la fois les qualités de stabilité et d'absence de bruit à court terme de la centrale inertielle et la précision très élevée mais fortement bruitée à court terme du récepteur GPS. Le filtrage de Kalman permet de prendre en compte les erreurs de comportement intrinsèques de la centrale inertielle CJNERT, et de corriger ces erreurs. L'erreur de mesure de la centrale inertielle est déterminée au cours du filtrage ; elle est ajoutée à la mesure fournie par la centrale pour donner une mesure hybride dans laquelle les erreurs dues au comportement de la centrale sont minimisées.
A la centrale inertielle ainsi hybridée sont associées une radiosonde RAD_SONDE et une base de données numérique de terrain
DTED (initiales pour l'anglais "Digital Terrain Elévation Data") destinées à améliorer la précision de l'altitude hybride ALTJHYB fournie par la centrale inertielle hybridée.
La radiosonde fournit une mesure de la hauteur HAUT_RAD de l'aéronef au-dessus du sol à un instant de mesure.
La base de données de terrain contient les altitudes géographiques, dans un repère terrestre, d'un réseau de points régulièrement répartis dans la région survolée par l'aéronef au cours d'un vol déterminé. Le maillage de ce réseau est plus ou moins serré selon la précision désirée. L'altitude donnée pour un point géographique est en principe l'altitude du point le plus élevé d'un carré qui est centré sur ce point géographique et dont le côté est égal au pas du réseau. La base de données est adressable en position horizontale (longitude et latitude), et fournit une altitude pour cette position.
Les données de la centrale inertielle hybride, de la radiosonde et de la base de données de terrain sont combinées pour corriger l'altitude ALTJHYB fournie par la centrale inertielle. L'altitude corrigée
ALT_HYB_COR est fournie à l'utilisateur. L'utilisateur peut être le pilote ou un calculateur.
Le calcul de l'altitude corrigée est fait dans le calculateur d'hybridation CALCJHYB ou dans un calculateur séparé. Pour la clarté de la compréhension de la figure 1 , on a représenté un calculateur séparé qui reçoit les données de la radiosonde, de la base de données de terrain et du calculateur d'hybridation, et qui fournit une altitude corrigée ALT_HYB_COR qui vient se substituer à l'altitude hybride dans les données hybrides DJHYB fournies à l'utilisateur. Ce calculateur fournit également le rayon de protection RPalt_hyb_cor de l'altitude corrigée.
La figure 2 représente le principe de calcul de l'altitude corrigée.
La centrale hybride fournit une position horizontale hybride
POSJHORJHYB de l'aéronef, sous forme d'une longitude et une latitude géographiques. Cette position est appliquée en entrée de la base de données de terrain DTED. Une altitude correspondante du terrain ALTJ3ND à cette position est fournie.
Cette altitude ALTJ3ND est ajoutée à la hauteur HAUT_RAD fournie par la radiosonde, pour fournir une altitude de l'aéronef en repère terrestre, ALT_RAD. ALT_RAD = ALT_GND + HAUT_RAD
A ce stade, on pourrait prévoir que cette altitude ALT_RAD constitue l'altitude corrigée qui peut remplacer purement et simplement l'altitude hybride fournie par la centrale inertielle. La radiosonde et la base de données serviraient dans ce cas directement à recaler la centrale inertielle à la place du récepteur GPS lorsque ce dernier fournit des mesures insuffisamment précises.
Toutefois, on préfère procéder d'une manière différente et lisser le calcul de l'écart, en effectuant un filtrage numérique sur une succession d'échantillons de mesure successifs pour lesquels on évalue l'écart ΔH(i) (indice i représentant le numéro de l'échantillon) entre l'altitude ALTJHYB donnée par la centrale inertielle et l'altitude ALT_RAD donnée par la radiosonde associée à la base de données de terrain.
ΔH(i) = ALTJ AD(i) - ALT_HYB(i)
Dans une première variante de réalisation, on moyenne simplement les écarts sur N échantillons successifs. La moyenne est une moyenne glissante, les N derniers échantillons étant considérés à chaque fois. On calcule un écart moyen ΔHm = (1/N)[somme de 1 à N des ΔH(i)]. C'est cet écart moyen qui constitue la valeur de correction COR_ALT, qui est ajoutée à l'altitude hybride ALTJHYB pour donner une altitude corrigée ALT HYB COR. ALT_HYB_COR = ALTJHYB + COR_ALT donc ici ALT_HYB_COR = ALT_HYB + ΔHm Dans une deuxième variante de réalisation, le filtrage peut être un filtrage intégrateur du premier ordre, dans lequel une boucle de réaction établit une valeur de correction d'altitude COR_ALT par intégration d'un signal d'erreur représentant la différence entre l'altitude ALT_RAD donnée par la radiosonde et la somme de l'altitude hybride ALTJHYB et de la valeur de correction COR_ALT calculée pour un échantillon précédent. Le signal d'erreur représente donc la différence entre l'écart constaté et une correction d'altitude calculée précédemment. ε = (ALT_RAD) - (ALTJHYB) - (COR_ALT ) Dans l'exemple représenté à la figure 3, la fonction de filtrage est du premier ordre (en 1/p si p est la variable de Laplace), avec un gain de boucle K, mais elle pourrait être plus complexe (deuxième ordre par exemple, ou plus).
On va maintenant expliquer comment on peut déterminer un rayon de protection de la mesure d'altitude corrigée, sachant que dans les applications où les mesures sont critiques il est nécessaire de connaître ce rayon de protection et de déclencher des alarmes ou prendre des décisions de pilotage en fonction de la valeur du rayon de protection calculé.
On rappelle que le rayon de protection RP d'une mesure, pour une probabilité de non-détection d'erreur prédéterminée PND, est une borne supérieure de l'écart entre la valeur calculée et la valeur réelle de la grandeur mesurée, telle qu'on a une probabilité inférieure à PND que la valeur réelle soit éloignée de la valeur calculée d'une distance supérieure à RP. Il y a donc une probabilité maximale PND pour que la valeur réelle soit en dehors d'un cercle de rayon RP autour de la valeur qu'on a trouvée par calcul, ou encore une probabilité maximale PND pour que l'erreur réelle de mesure excède le rayon de protection annoncé. Ceci revient encore à dire qu'on a une probabilité maximale PND de s'être trompé dans la détermination du rayon de protection.
En général, on se fixe la probabilité maximale PND, en fonction de l'application. Dans l'exemple de l'atterrissage d'un aéronef par exemple, on peut souhaiter une probabilité maximale PND de 10"7/heure de se tromper sur le rayon de protection en raison d'un défaut prévisible ou imprévisible. Or le rayon de protection est lié directement à la variance de la grandeur mesurée (ou son écart-type) et à la probabilité de non détection d'erreur PND. La variance est le carré de l'écart-type Σ lié à la grandeur mesurée.
Le rayon de protection RP est lié à l'écart-type Σ et la probabilité de non-détection PND par le tableau approximatif suivant,
Figure imgf000015_0001
Selon la probabilité de non-détection qu'on se fixe (et donc selon l'application envisagée) on peut donc déterminer un coefficient k tel que le rayon de protection RP soit égal à k∑. Le coefficient k prend une valeur comprise entre 1 et 7 dans le tableau précédent.
Ce rayon de protection est calculé à partir des écarts-types des variables considérées. Il s'applique à chaque variable possible, mais en pratique on s'intéresse ici aux variables de distance.
Un calcul de rayon de protection est fait au sein du calculateur d'hybridation, en présence d'erreurs modélisées dans le filtre de Kalman. Ce calcul fait intervenir notamment les variances prélevées dans la matrice de covariance du filtre de Kalmann. La racine carrée de chaque variance donne un écart-type. L'écart type permet de déterminer un rayon de protection. Le calcul du rayon de protection peut être plus complexe qu'une simple multiplication de l'écart-type par un coefficient k ; c'est notamment le cas quand on cherche à déterminer un rayon de protection en présence de panne d'un satellite dans le récepteur GPS. Dans ce cas, en supposant qu'un rayon de protection a été calculé pour une probabilité de non-détection PND correspondant à un facteur k dans le tableau ci-dessus, on considérera par hypothèse que la variable de position affectée par ce rayon de protection RP est une variable dont l'écart-type supposé est RP/k. La figure 4 représente le calcul de rayon de protection qui est fait selon l'invention.
La centrale inertielle hybride fournit un rayon de protection RPposJiorJiyb pour la mesure de position horizontale hybride et un rayon de protection RP_alt_hyb pour la mesure d'altitude hybride.
Au rayon de protection en altitude RP_alt_hyb on associe un écart-type ∑alt_hyb en divisant simplement le rayon de protection par un facteur k=k1 correspondant à la probabilité de non détection qu'on se fixe. On prendra par exemple k1=5,7 pour une probabilité de 10"7/heure. ΣaltJiyb = (RP_alt_hyb)/k1
On calcule par ailleurs un écart-type ∑alt_rad de la mesure d'altitude RAD_ALT fournie par la radiosonde associée à la base de données de terrain. Cet écart-type résulte de trois paramètres : l'imprécision propre de la radiosonde, exprimée sous forme d'un écart-type ∑haut-rad ; l'imprécision propre de la base de données de terrain DTED, exprimée également sous forme d'un écart-type ∑detd ; et une dispersion d'altitudes du sol qui existe dans la région qui entoure la position de l'aéronef, cette dispersion étant encore exprimée sous forme d'un écart-type ∑disp.
Si l'imprécision de la radiosonde est par exemple de 1% et que la hauteur qu'elle fournit est de 1000 mètres, on considérera que l'écart-type ∑haut-rad est de10 mètres.
L'imprécision de l'altitude de terrain fournie par la base de données est donnée par le producteur de cette base. Elle peut dépendre de la région considérée et de la résolution du maillage de la base. L'écart-type de dispersion d'altitudes de terrain dans la région survolée est calculé à partir du rayon de protection horizontal RPpos_hor_hyb fourni par la centrale inertielle hybride. Pour cela, on détermine pour chaque maille de la base de données de terrain, à l'intérieur d'une zone entourant la position horizontale POSJHORJHYB fournie par la centrale inertielle, l'écart entre l'altitude du sol dans cette maille et l'altitude ALT_GND correspondant à la position horizontale de l'aéronef.
La figure 5 représente la zone dans laquelle on calcule ces écarts
; cette zone est déterminée à partir du rayon de protection horizontal. Elle peut être définie par un cercle centré sur la position horizontale POS_HOR_HYB et ayant pour rayon le rayon de protection RPpos_hor_hyb donné par la centrale inertielle pour la position horizontale ; le cercle pointillé sur la figure 5 représente cette zone.
Toutefois, on peut également tenir compte dans ce calcul du fait qu'en général une radiosonde émet une onde radioélectrique non pas selon un axe vertical (qui donnerait exactement la hauteur au dessus du sol) mais selon un cône d'axe vertical (l'aéronef étant supposé horizontal) et d'ouverture environ 45°. Ce cône introduit un certain degré d'incertitude sur la distance entre l'aéronef et un obstacle au sol situé à cette distance D ; l'obstacle est bien à distance D, mais l'aéronef n'est pas forcément situé à une hauteur D au-dessus de cet obstacle si l'obstacle n'est pas à la verticale de l'aéronef.
Pour cette raison, on préférera calculer la dispersion d'altitudes de terrain à l'intérieur d'un cercle dont le rayon est non pas le rayon de protection RPposJiorJiyb mais la somme de ce rayon et d'un rayon Rcone correspondant au rayon du cercle d'illumination du sol par la radiosonde. Si l'angle du cône d'illumination est 2α, le rayon Rcone est (HAUT_RAD)tgα.
Le cercle de rayon [(RPposJiorJiyb) +Rcone] est représenté en traits pleins sur la figure 5.
A l'intérieur du cercle ainsi défini à partir du rayon de protection et éventuellement de la hauteur HGAUT_RAD donnée par la radiosonde, on calcule tous les écarts entre l'altitude du sol (ALT_GND) à la position de l'aéronef et l'altitude du sol aux points voisins. On fait la moyenne quadratique de ces écarts pour définir un écart-type ∑disp représentant la dispersion d'altitude du sol à l'intérieur de ce cercle. Avec les trois écarts-types ∑haut_rad, ∑dted, et ∑disp, on calcule un écart-type global ∑alt_rad de la mesure d'altitude fournie par la radiosonde associée à la base de données de terrain. Cet écart-type est la somme quadratique des trois écarts précédents, soit la racine carrée de [(∑haut_rad)2+ (∑dted)2 + (∑disp)2]. (∑alt_rad)2 = (∑haut_rad)2+ (∑dted)2 + (∑disp)2
De la même manière, l'écart-type ΣΔH de l'écart ΔH entre l'altitude fournie par la centrale inertielle et l'altitude fournie par la radiosonde, est la somme quadratique de l'écart-type ∑alt_hyb de la centrale inertielle et l'écart- type ∑alt_rad de l'altitude fournie par la radiosonde. (∑ΔH)2 = (∑altjiyb)2 + (∑alt_rad)2 Mais pour calculer l'écart moyen entre ces altitudes, on rappelle qu'on moyenne ou qu'on filtre cet écart, réduisant ainsi fortement l'écart-type de la correction d'altitude. L'écart-type de l'altitude corrigée est le même que l'écart-type de la correction d'altitude, l'incertitude sur l'altitude hybride ayant déjà été prise en compte.
Dans le cas où la correction d'altitude COR_ALT est la moyenne glissante sur les N échantillons précédents de l'écart entre les deux altitudes, on peut dire que l'écart-type Σalt_hyb_cor de l'altitude corrigée ALT_HYB_COR, égal à l'écart-type Σcor_alt de la correction COR_ALT, est l'écart-type ΣΔH divisé par la racine carrée du nombre d'échantillons pris en compte dans la moyenne.
(Σalt_hyb_cor)2 = (Σcor_alt)2 = (ΣΔH)2/N
Cet écart-type est nettement plus faible que l'écart-type de l'information d'altitude donnée par la centrale hybride dès lors que le nombre d'échantillons est suffisamment élevé.
A partir de cet écart-type, on peut calculer un rayon de protection RPalt_hyb_cor de l'altitude corrigée. Le rayon de protection est égal à l'écart- type multiplié par le coefficient k correspondant à la probabilité de non- détection désirée. Lorsqu'on fait le calcul de la moyenne des écarts entre les deux altitudes, on peut par ailleurs effectuer un contrôle du fait que les échantillons d'écart d'altitudes ΔH(i) suivent une loi statistique prévisible, et déclencher une alarme dans le cas contraire. De cette manière, on contrôle la cohérence des indications fournies par la centrale inertielle et par la radiosonde. On fera pour cela une moyenne quadratique des écarts, normes par leur écart-type respectif, sur N échantillons successifs de mesure d'écart.
Si i représente l'indice d'un échantillon, l'écart ΔH(i) pour un échantillon donné, est divisé par l'écart-type ΣΔH(i) correspondant. Le rapport entre l'écart mesuré et l'écart-type devrait être une variable qui suit une loi du Khi2 à N degrés de liberté, en conséquence de quoi on contrôle la conformité à cette loi en calculant d'abord la moyenne quadratique de ce rapport, sur N échantillons, et en comparant cette moyenne à un seuil. Ce seuil est déterminé, en fonction du nombre N d'échantillons et en fonction d'un taux de fausse alarme accepté. La moyenne quadratique calculée est la racine carrée de l'expression suivante : (1/N){somme des N valeurs [ΔH(i)/ ΣΔH(i)]2}.
Si la correction d'altitude est effectuée par filtrage numérique des écarts constatés, plutôt que par la moyenne, on comprend qu'on peut aussi définir un écart-type de la valeur corrigée, plus faible que celui de l'altitude fournie par la centrale inertielle dès lors que la boucle de réaction qui calcule la correction converge vers une situation stable. L'écart-type de la valeur corrigée est déterminé à partir de la variance de l'écart ΔH constaté entre les deux mesures d'altitude. Cette variance peut être calculée comme on le fait dans un filtrage de Kalman à partir de la matrice de propagation des variances qui décrit la boucle de filtrage utilisée.
On a décrit l'invention avec une seule radiosonde, mais il va de soi qu'on pourrait utiliser plusieurs radiosondes pour réduire les risques de défauts dus à des pannes matérielles de la radiosonde.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système d'aide à la navigation embarqué dans un aéronef, comprenant une centrale de navigation inertielle (CJNERT) fournissant une position horizontale et une altitude (ALTJHYB) en repère terrestre, et comprenant au moins un moyen (RAD_SONDE) pour fournir une mesure de la hauteur (HAUT-RAD) de l'aéronef par rapport au sol, une base de données de terrain fournissant une altitude du sol correspondant à la position horizontale délivrée par la centrale inertielle, et des moyens pour corriger l'altitude fournie par la centrale inertielle en utilisant les données issues du moyen pour fournir la hauteur et de la base de données de terrain, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens pour fournir un rayon de protection associé à la position horizontale fournie par la centrale inertielle et des moyens de calcul fournissant un rayon de protection associé à l'altitude corrigée, ces derniers moyens de calcul comportant des moyens pour calculer une dispersion de l'altitude du sol telle que contenue dans la base de données de terrain, à l'intérieur d'une zone de terrain limitée centrée sur la position horizontale fournie par la centrale inertielle.
2. Système selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la dispersion de l'altitude est calculée dans une zone dont le rayon est défini à partir du rayon de protection de la position horizontale.
3. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que la dispersion de l'altitude est calculée dans une zone dont le rayon est la somme du rayon de protection de la position horizontale et d'une valeur représentant une imprécision de mesure du moyen pour fournir la hauteur, cette valeur étant de préférence e rayon d'un cercle d'illumination radioélectrique du sol par la radiosonde dans le cas où le moyen pour fournir la hauteur est une radiosonde.
4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les moyens de calcul du rayon de protection de l'altitude corrigée comprennent un moyen de calcul d'une somme quadratique d'un écart-type (∑alt_rad) lié au calcul de la somme de la hauteur par rapport au sol (HAUT_RAD) et de l'altitude du sol (ALTJ3ND), et d'un écart-type (∑altjiyb) lié à l'altitude issue de la centrale inertielle (ALTJHYB), et un moyen pour calculer un écart-type et un rayon de protection de l'altitude corrigée, à partir de la somme quadratique calculée et moyennée sur N échantillons de mesure successifs.
5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'écart type lié au calcul de la somme de la hauteur par rapport au sol et de l'altitude du sol est la moyenne quadratique de plusieurs écarts types parmi lesquels un écart-type (∑disp) représentant la dispersion d'altitude du sol.
6. Système d'aide à la navigation selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour calculer un écart (ΔH) entre l'altitude (ALTJHYB) délivrée par la centrale inertielle et une altitude (ALT_RAD) calculée à partir de la hauteur (HAUT_RAD) fournie par la radiosonde et d'une altitude de sol (ALT_GND) élaborée à partir de la base de données de terrain.
7. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend les moyens de calcul de l'écart (ΔH) comprennent des moyens pour soustraire l'altitude fournie par la centrale inertielle de la somme de la hauteur (HAUT_RAD) fournie par la radiosonde et de l'altitude de sol (ALTJ3ND) fournie par la base de données pour la position horizontale fournie par la centrale.
8. Système selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de calcul pour lisser la valeur de l'écart (ΔH) sur plusieurs mesures correspondant à plusieurs valeurs successives de position et d'altitude fournies par la centrale inertielle.
9. Système selon la revendication 8, caractérisé en ce que les moyens de lissage comprennent des moyens pour calculer la moyenne glissante de N écarts successifs (ΔH(i)) correspondant à N altitudes successives fournies par la centrale inertielle, et des moyens pour ajouter la moyenne glissante à l'altitude courante (ALT_HYB) fournie par la centrale inertielle, pour donner une altitude corrigée (ALT_HYB_COR)
10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens de lissage comprennent une boucle de filtrage numérique établissant une valeur de correction d'altitude (COR_ALT) par intégration d'un signal d'erreur (ε) représentant la différence entre l'écart (ΔH) et la correction d'altitude issue de la boucle pour une mesure précédente.
11. Système selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que la centrale inertielle est une centrale hybridée avec un récepteur de positionnement par satellites.
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