WO2014147302A1 - Procédé et dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin - Google Patents

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WO2014147302A1 PCT/FR2014/000053 FR2014000053W WO2014147302A1 WO 2014147302 A1 WO2014147302 A1 WO 2014147302A1 FR 2014000053 W FR2014000053 W FR 2014000053W WO 2014147302 A1 WO2014147302 A1 WO 2014147302A1
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Vincent Guibout
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/12—Target-seeking control

Definitions

  • the present invention relates to a method and a device for improving the inertial navigation of a machine.
  • tactical missiles for example anti-tank or anti-bunker type, whose range is a few kilometers (medium range).
  • the object of the present invention is to overcome this disadvantage by reducing the errors due to the accelerometers and gyrometers of the inertial unit of poor quality of the missiles, and therefore to improve the inertial navigation performance of the aircraft. these, avoiding any recourse to a measure entailing an additional cost.
  • the method for improving the inertial navigation of a machine equipped with a low quality inertial unit and pulled from a carrier equipped with a precision inertial unit is remarkable in that:
  • the average bias accelerometers and gyrometers of the inertial unit of said machine are determined using the inertial unit of said carrier;
  • the invention takes into account the average bias accelerometers and gyrometers that create the main navigation errors, so that the inertial navigation of said machine can be satisfactory despite the poor quality of the inertial unit.
  • the method according to the present invention is based on the observation of the Applicant that the accelerometric and gyrometric biases of such an inertial unit are relatively stable over time and that the variations of these biases, during the flight time of the aircraft. gear, are negligible compared to the absolute values of the biases determined before the launch of the machine.
  • the inertial unit of the machine and the inertial unit of the carrier each have their own system of reference axes with respect to which they deliver their accelerometric and gyrometric measurements and that these two systems of reference axes are fixed. relative to each other, in position and orientation, as long as said apparatus is not pulled.
  • the accelerometric and gyrometric measurements of one of the inertial units are, by a transformation taking into account the relative position and orientation of the two systems. axes, expressed in the reference axis system of the other of said inertial units. In this case, it is expected that:
  • the accelerometric and gyrometric measurements of one of the inertial units are, by said transformation taking into account the relative position and orientation of the two reference axis systems, expressed in the reference axis system of the other said inertial units;
  • the accelerometric and gyrometric measurements of the two inertial units are compared by making a difference.
  • the differences in accelerometric and gyrometric measurements thus obtained are filtered to obtain current estimates of the average biases of the accelerometers and gyrometers of the inertial unit of said machine;
  • the present invention further relates to a device for improving the inertial navigation of a machine equipped with a low quality inertial unit and pulled from a carrier equipped with a precision inertial unit, said units each having their own axis system. relative to which they deliver their accelerometric and gyrometric measurements and these two systems of reference axes being fixed relative to each other, in position and orientation, until said machine is pulled.
  • this device is remarkable in that it comprises:
  • calculating means making it possible, by a transformation taking into account the relative position and orientation of the two axis systems, to express the accelerometric and gyrometric measurements of one of the inertial units in the reference axis system. on the other of said inertial units;
  • Comparison means allowing, in this system of reference axes of the other of said inertial units, to compare the accelerometric and gyrometric measurements of the two inertial units.
  • the device according to the present invention comprises: PT / FR2014 / 000053
  • a filter for filtering the differences in accelerometric and gyro-metric measurements resulting from the comparison using said comparison means and to obtain current estimates of the average accelerometer and gyrometer biases of the inertial unit of said machine;
  • a subtractor for subtracting, from the instantaneous measurements of the accelerometers and gyrometers of the inertial unit of the machine in flight, the last values, before firing, of said current bias estimates.
  • Figure 1 is a schematic and partial view, before firing, of a missile carried by a carrier.
  • Fig. 2 is a block diagram illustrating the present invention.
  • FIG. 1 diagrammatically shows a vehicle M, for example a tactical missile at medium range (a few kilometers), rigidly mounted on a carrier L, for example a land vehicle, an aircraft, etc.. a P pylon.
  • a vehicle M for example a tactical missile at medium range (a few kilometers)
  • a carrier L for example a land vehicle, an aircraft, etc.. a P pylon.
  • the machine M comprises an IM inertial unit, for example with three accelerometers and three gyrometers (not shown) defining a system of reference axes R, S and T.
  • the carrier L comprises an inertial unit IL, for example three accelerometers and three gyrometers (not shown) defining a system of reference axes X, Y, and Z.
  • the relative position and relative orientation of the two reference axis systems R, S, T and X, Y, Z are fixed and known, as a result of the rigid positioning of the apparatus M on the L-carrier. It is therefore possible, thanks to an appropriate mathematical transformation, to express the accelerometric and of one of the IM or IL inertial units in the reference axis system of the other of said IL or IM inertial units.
  • This figure shows a calculator 1 making it possible to perform this transformation and to express the accelerometric and gyrometric measurements AXL, AYL, AZL, PL, qL, and TL, which it receives from the inertial unit IL of the carrier L in the system of reference axes R, S, T of the inertial unit IM of the machine M.
  • these accelerometric and gyrometric measurements having undergone the transformation of the computer 1 are referenced AXL ', AYL ', AZL', PL ', qL' and ⁇
  • the instantaneous biases appearing at the output of the comparator 2 are filtered by a filter 3, these filtered instantaneous biases therefore constituting current estimates.
  • average biases of the accelerometers and gyrometers of the IM inertial unit of the machine M are filtered by a filter 3, these filtered instantaneous biases therefore constituting current estimates.
  • this comparator 5 can address to the inertial navigation devices of the machine M ARM corrected accelerometric and gyrometric measurements - ARM bias, ASM - ASM bias, ATM - ATM bias, P - bias pM, qM - bias qM, and ⁇ - but ⁇ . It will be noted that, in the above process, the transformation of the computer 1 could be applied to the IM inertial unit of the machine M instead of to the IL inertial unit IL of the carrier L.
  • the memory 4 and the comparator 5 must be on board the machine M
  • the computer 1, the comparator 2 and the filter 3 may be on board the vehicle M as well as the carrier L. In the latter case, the connection between the filter 3 and the memory 4 is broken at the moment of firing.

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Abstract

Selon l'invention, avant le tir dudit engin (M) depuis le porteur (L), les biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle (IM) dudit engin sont déterminés à l'aide de la centrale inertielle (IL) dudit porteur (L) et, pendant la navigation inertielle dudit engin (M), les mesures accélérométriques et gyrométriques délivrées par ladite centrale inertielle (IM) dudit engin (M) sont corrigées par lesdits biais moyens déterminés avant lancement.

Description

Procédé et dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin
La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin.
Quoique non exclusivement, elle est particulièrement appropriée à être mise en œuvre avec des missiles tactiques, par exemple du type antichar ou anti-bunker, dont la portée est de quelques kilomètres (moyenne portée).
On sait que de tels missiles peuvent présenter une centrale inertielle leur permettant une navigation partiellement ou totalement inertielle. Cependant, ces missiles étant détruits lorsqu'ils atteignent leur cible, les centrales inertielles qu'ils embarquent ne sont pas, pour des raisons de coûts, des centrales inertielles de haute performance, qui, de ce fait, présentent des biais accélérométriques et gyrométriques.
. Il va de soi. que ces biais accélérométriques et gyrométriques engendrent des erreurs de dérive de navigation, en position et en attitude, limitant la portée utile desdits missiles.
Pour remédier à de tels inconvénients, on pourrait penser à utiliser une centrale inertielle de meilleure qualité, à prévoir un capteur complémentaire (par exemple de type GPS) et/ou, dans le cas où le missile comporte un autodirecteur, à augmenter la portée ou la taille du champ de vision de cet autodirecteur. Toutefois, de telles mesures entraînent obligatoirement un coût supplémentaire pour les missiles. L'objet de la présente invention est de remédier à cet inconvénient en réduisant les erreurs dues aux biais des accéléromètres et des gyromè- tres de la centrale inertielle de qualité médiocre des missiles, et, donc, d'améliorer les performances de navigation inertielle de ces derniers, en évitant tout recours à une mesure entraînant un coût supplémentaire.
A cette fin, selon l'invention, le procédé pour améliorer la navigation inertielle d'un engin équipé d'une centrale inertielle de qualité médiocre et tiré depuis un porteur équipé d'une centrale inertielle de précision, est remarquable en ce que :
- avant le tir dudit engin depuis le porteur, les biais moyens des accéléromètres et des gyrométres de la centrale inertielle dudit engin sont déterminés à l'aide de la centrale inertielle dudit porteur ; et
- pendant la navigation inertielle dudit engin, les mesures accélérométri- ques
et gyrométriques délivrées par ladite centrale inertielle dudit engin sont corrigées par lesdits biais moyens déterminés avant tir.
Ainsi, grâce à l'invention, on prend en compte les biais moyens des accéléromètres et des gyrométres qui créent les principales erreurs de navigation, de sorte que la navigation inertielle dudit engin peut être satisfaisante malgré la médiocre qualité de la centrale inertielle. Le procédé conforme à la présente invention est basé sur l'observation de la Demanderesse que les biais accélérométriques et gyrométriques d'une telle centrale inertielle sont relativement stables au cours du temps et que les variations de ces biais, pendant la durée de vol de l'engin, sont négligeables comparées aux valeurs absolues des biais déterminés avant le lancement de l'engin. W
3
On doit remarquer que la centrale inertielle de l'engin et la centrale inertielle du porteur ont chacune leur propre système d'axes de référence par rapport auxquels elles délivrent leurs mesures accélérométriques et gyrométriques et que ces deux systèmes d'axes de référence sont fixes l'un par rapport à l'autre, en position et en orientation, tant que ledit engin n'est pas tiré.
Aussi, pour la détermination desdits biais de la centrale inertielle dudit engin, il est avantageux que les mesures accélérométriques et gyrométriques de l'une des centrales inertielles soient, par une transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes, exprimées dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles. Dans ce cas, on prévoit que :
- alors que la centrale inertielle du porteur est déjà en fonctionnement, la centrale inertielle de l'engin est mise en fonctionnement ;
- les mesures accélérométriques et gyrométriques de l'une des centrales inertielles sont, par ladite transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes de référence, exprimées dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles ; et
- dans le système d'axes de cette autre desdites centrales inertielles, on compare en en faisant la différence, les mesures accélérométriques et gyrométriques des deux centrales inertielles.
De préférence :
- on filtre les différences de mesures accélérométriques et gyrométriques ainsi obtenues pour obtenir des estimées courantes des biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle dudit engin ; et
- à l'instant du tir de l'engin, on arrête le processus ci-dessus d'obtention desdites estimées courantes des biais moyens et on garde les dernières valeurs de ces dernières qui constituent les estimées des biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle de l'engin.
Par ailleurs, pendant le vol dudit engin, on effectue en continu les opérations suivantes :
- différence entre les mesures instantanées des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle de l'engin et lesdites estimées des biais moyens, pour obtenir des mesures accéléromètriques et gyromètriques de l'engin corrigées ; et
- utilisation de ces mesures accéléromètriques et gyromètriques corrigées dans la navigation inertielle dudit engin.
La présente invention concerne de plus un dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin équipé d'une centrale inertielle de qualité médiocre et tiré depuis un porteur équipé d'une centrale inertielle de précision, lesdites centrales ayant chacune leur propre système d'axes de référence par rapport auxquels elles délivrent leurs mesures accéléromètriques et gyromètriques et ces deux systèmes d'axes de référence étant fixes l'un par rapport à l'autre, en position et en orientation, tant que ledit engin n'est pas tiré.
Selon la présente invention, ce dispositif est remarquable en ce qu'il comporte :
- des moyens de calcul permettant, par une transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes, d'exprimer les mesures accéléromètriques et gyromètriques de l'une des centrales inertielles dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles ; et
- des moyens de comparaison permettant, dans ce système d'axes de référence de cette autre desdites centrales inertielles, de comparer les mesures accéléromètriques et gyromètriques des deux centrales inertielles.
De plus, le dispositif conforme à la présente invention comporte : P T/FR2014/000053
5
- un filtre pour filtrer les différences de mesures accélérométriques et gy- rométriques résultant de la comparaison à l'aide desdits moyens de comparaison et pour obtenir des estimées courantes des biais moyens des ac- célérométres et des gyrométres de la centrale inertielle dudit engin ; et
- un soustracteur pour retrancher, des mesures instantanées des accélé- romètres et des gyrométres de la centrale inertielle de l'engin en vol, les dernières valeurs, avant tir, desdites estimées de biais courants.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue schématique et partielle, avant tir, d'un missile porté par un porteur.
La figure 2 est un schéma synoptique illustrant la présente invention.
Sur la figure 1 , on a représenté schématiquement un engin M, par exemple un missile tactique à moyenne portée (quelques kilomètres), rigidement monté sur un porteur L, par exemple un véhicule terrestre, un aéronef, etc...par l'intermédiaire d'un pylône P.
L'engin M comporte une centrale inertielle IM, par exemple à trois accéléromètres et à trois gyrométres (non représentés) définissant un système d'axes de référence R, S et T. De même le porteur L comporte une centrale inertielle IL, par exemple à trois accéléromètres et à trois gyrométres (non représentés) définissant un système d'axes de référence X,Y, et Z.
Avant le tir de l'engin M depuis le porteur L, la position relative et l'orientation relative des deux systèmes d'axes de référence R, S, T et X, Y, Z sont fixes et connues, par suite du positionnement rigide connu de l'engin M sur le porteur L. Il est donc possible, grâce à une transformation mathématique appropriée, d'exprimer les mesures accélérométriques et gyrométriques de l'une des centrales inertielles IM ou IL dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles IL ou IM.
Cette propriété est mise en œuvre par la présente invention, comme l'illustre le schéma synoptique de la figure 2.
Sur cette figure, on a représenté un calculateur 1 permettant d'effectuer cette transformation et d'exprimer les mesures accélérométri- ques et gyrométriques AXL, AYL, AZL, PL, qL, et TL, qu'il reçoit de la centrale inertielle IL du porteur L dans le système d'axes de référence R, S, T de la centrale inertielle IM de l'engin M. Ci-après, ces mesures accélérométri- ques et gyrométriques ayant subi la transformation du calculateur 1 sont référencées AXL', AYL', AZL', PL' , qL' et πΛ
Puisque ces mesures accélérométriques et gyrométriques transformées se trouvent maintenant repérées dans le même système d'axes de référence R, S, T que les mesures accélérométriques et gyrométriques de la centrale inertielle IM de l'engin M (ci-après référencées AR , ASM, ATM, PM, qivi, et ΓΜ), elle peuvent être comparées à ces dernières dans un comparateur 2 (sur la figure 2, la liaison entre la centrale inertielle IM et le comparateur 2 est schématiquement représentée par une position a d'un inverseur commandable inv).
Ainsi, à la sortie du comparateur 2, on obtient les différences :
ΔΑΧ = ARM - AXL'
ΔΑΥ = ASM - AYL'
ΔΑΖ = ATM - AZL'
Δρ = PM - PL'
Aq = qM - qL'
ΔΓ = ΓΜ - n.' qui expriment les biais instantanés de la centrale inertielle IM de l'engin M par rapport aux mesures de la centrale inertielle IL du porteur L. De ce qui précède, on comprend donc aisément que si, avant le tir de l'engin M depuis le porteur L et alors que la centrale inertielle IL dudit porteur est en fonctionnement, on met en fonctionnement la centrale inertielle IM de l'engin M, on peut obtenir de façon continue ces biais instantanés ΔΑΧ, ΔΑΥ, ΔΑΖ , Δρ, Aq et ΔΓ de la centrale inertielle IM.
Pour conserver les basses fréquences, c'est-à-dire les biais moyens, et filtrer les bruits de mesures, lesdits biais instantanés apparaissant à la sortie du comparateur 2 sont filtrés par un filtre 3, ces biais instantanés filtrés constituant donc des estimées courantes des biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle IM de l'engin M.
A l'instant du tir, on arrête le processus décrit ci-dessus de détermination des estimées courantes des biais moyens de la centrale IM et on enregistre dans une mémoire 4 la dernière valeur de chacune desdites estimées courantes (sur la figure 2, ces actions à l'instant du tir sont figurées par des flèches t qui agissent sur la mémoire 4 et sur l'inverseur inv pour lui faire prendre sa position b reliant la centrale inertielle à un comparateur 5) . Ces dernières valeurs des estimées courantes des biais moyens de la centrale IM constituent alors les meilleures estimées dont on dispose des biais moyens de la centrale inertielle IM de l'engin M et peuvent être référencés par biais ARM, biais ASM, biais ATM, biais pM, biais qM, et biais
ΓΜ .
Après le tir, pendant le vol de l'engin M, grâce au comparateur 5 recevant à la fois des mesures accélérométriques et gyrométriques instantanées ARM, ASM, ATM, PM, qM, ΓΜ, de la centrale inertielle M et lesdits biais, ce comparateur 5 peut adresser aux dispositifs de navigation inertielle de l'engin M les mesures accélérométriques et gyrométriques corrigées ARM - biais ARM, ASM - biais ASM, ATM - biais ATM, P - biais pM, qM - biais qM, et ΓΜ -biais ΓΜ . On remarquera que, dans le processus ci-dessus, la transformation du calculateur 1 pourrait être appliquée à la centrale inertielle IM de l'engin M au lieu de l'être à la centrale inertielle IL du porteur L. De plus, bien que la mémoire 4 et le comparateur 5 doivent se trouver à bord de l'engin M, le calculateur 1 , le comparateur 2 et le filtre 3 peuvent se trouver aussi bien à bord de l'engin M que du porteur L. Dans ce dernier cas, la liaison entre le filtre 3 et la mémoire 4 est rompue au moment du tir.

Claims

O 2014/147302 9 REVENDICATIONS
1 . Procédé pour améliorer la navigation inertielle d'un engin (M) équipé d'une centrale inertielle (IM) de qualité médiocre et tiré depuis un porteur (L) équipé d'une centrale inertielle (IL) de précision,
caractérisé en ce que :
- avant le tir dudit engin (M) depuis le porteur (L), les biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle (IM) dudit engin sont déterminés à l'aide de la centrale inertielle (IL) dudit porteur (L) ; et
- pendant la navigation inertielle dudit engin (M), les mesures accélérométriques et gyrométriques délivrées par ladite centrale inertielle (IM) dudit engin (M) sont corrigées par lesdits biais moyens déterminés avant tir.
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel la centrale inertielle (IM) de l'engin (M) et la centrale inertielle (IL) du porteur (L) ont chacune leur propre système d'axe de référence (X, Y, Z - R, S, T) par rapport auxquels elles délivrent leurs mesures accélérométriques et gyrométriques, ces deux systèmes d'axes de référence étant fixes l'un par rapport à l'autre, en position et en orientation, tant que ledit engin n'est pas tiré,
caractérisé en ce que, pour la détermination desdits biais de la centrale inertielle (IM) dudit engin (M), les mesures accélérométriques et gyrométriques, de l'une des centrales inertielles (IL, IM) sont, par une transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes (X, Y, Z - R, S, T), exprimées dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles.
3. Procédé selon la revendication 2,
caractérisé en ce que : - alors que la centrale inertielle (IL) du porteur (L) est déjà en fonctionnement, la centrale inertielle (IM) de l'engin (M) est mise en fonctionnement ;
- les mesures accélérométriques et gyrométriques de l'une des centrales inertielles (IL, IM) sont, par ladite transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes de référence (X, Y, Z - R, S, T), exprimées dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles ; et
- dans ce système d'axes de référence de cette autre desdites centrales inertielles, on compare, en en faisant la différence, les mesures accélérométriques et gyrométriques des deux centrales inertielles.
4. Procédé selon la revendication 3,
caractérisé en ce que :
- on filtre les différences de mesures accélérométriques et gyrométriques ainsi obtenues pour obtenir des estimées courantes des biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle (IM) dudit engin (M) ; et
- à l'instant du tir de l'engin (M), on arrête le processus ci-dessus d'obtention desdits estimées courantes des biais moyens, et on garde les dernières valeurs de ces dernières qui constituent les estimées des biais moyens des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle de l'engin.
5. Procédé selon la revendication 4,
caractérisé en ce que, pendant le vol dudit engin (M), on effectue en continu les opérations suivantes :
- différence entre les mesures instantanées des accéléromètres et des gyromètres de la centrale inertielle (IM) de l'engin (M) et lesdites estimées des biais moyens, pour obtenir des mesures accélérométriques et gyrométriques de l'engin corrigées ; et - utilisation de ces mesures accélérométriques et gyrométriques corrigées dans la navigation inertielle dudit engin (M) .
6. Dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin (M) équipé d'une centrale inertielle (IM) de qualité médiocre et tiré depuis un porteur (L) équipé d'une centrale inertielle (IL) de précision, lesdites centrales (IM, IL) ayant chacune leur propre système d'axes de référence (X, Y, Z - R, S, T) par rapport auxquels elles délivrent leurs mesures accélérométriques et gyrométriques, et ces deux systèmes d'axes de référence étant fixes l'un par rapport à l'autre, en position et en orientation, tant que ledit engin (M) n'est pas tiré,
caractérisé en ce qu'il comporte :
- des moyens de calcul (1 ) permettant, par une transformation prenant en compte la position et l'orientation relatives des deux systèmes d'axes (X, Y, Z - R, S, T), d'exprimer les mesures accélérométriques et gyrométriques de l'une des centrales inertielles dans le système d'axes de référence de l'autre desdites centrales inertielles, et
- des moyens de comparaison (2) permettant, dans ce système d'axes de référence de cette autre desdites centrales inertielles, de comparer les mesures accélérométriques et gyrométriques des deux centrales inertielles (IM, IL).
7. Dispositif selon la revendication 6,
caractérisé en ce qu'il comporte :
- un filtre (3) pour filtrer les différences de mesures accélérométriques et gyrométriques résultant de la comparaison à l'aide desdits moyens de comparaison (2) et pour obtenir des estimées courantes des biais moyens des accélérométres et des gyrométres de la centrale inertielle (IM) dudit engin ; et - un soustracteur (5) pour retrancher des mesures instantanées des accé- léromètres et des gyromètres de la centrale inertielle (IM) de l'engin (M) en vol, les dernières valeurs, avant tir, desdites estimées de biais courants.
PCT/FR2014/000053 2013-03-20 2014-03-12 Procédé et dispositif pour améliorer la navigation inertielle d'un engin Ceased WO2014147302A1 (fr)

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US14/775,260 US9534869B2 (en) 2013-03-20 2014-03-12 Method and device for improving the inertial navigation of a projectile
IL240791A IL240791B (en) 2013-03-20 2015-08-24 Method and device for improving the inertial navigation of a missile

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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0484202A1 (fr) * 1990-10-29 1992-05-06 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Système pour l'alignement de la centrale inertielle d'un véhicule porté sur celle d'un véhicule porteur

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1548415B2 (de) * 1966-11-26 1971-12-16 Dormer System GmbH, 7990 Friedrichs hafen, » Ortung und leitverfahren fuer flugkoerper
FR2725026B1 (fr) * 1994-09-28 1997-01-10 Aerospatiale Procede et dispositif pour minimiser dans un systeme de mesures inertielles l'erreur due a un mouvement perturbant dans la restitution de la vitesse
US5948045A (en) * 1995-05-23 1999-09-07 State Of Israel-Ministry Of Defense Armament Development Authority-Rafael Method for airbourne transfer alignment of an inertial measurement unit
US6032099A (en) * 1996-11-02 2000-02-29 Fernandez; Manuel Automatic correction of key error sources in an inertial navigator
US8095250B2 (en) * 2009-05-21 2012-01-10 Honeywell International Inc. Real-time compensation of inertial sensor bias errors under high spin rate conditions
US8812233B2 (en) * 2011-12-27 2014-08-19 Caterpillar Inc. Error detection for inertial measurement units

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0484202A1 (fr) * 1990-10-29 1992-05-06 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Système pour l'alignement de la centrale inertielle d'un véhicule porté sur celle d'un véhicule porteur

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ROSS C C ET AL: "A transfer alignment algorithm study based on actual flight test data from a tactical air-to-ground weapon launch", POSITION LOCATION AND NAVIGATION SYMPOSIUM, 1994., IEEE LAS VEGAS, NV, USA 11-15 APRIL 1994, NEW YORK, NY, USA,IEEE, NEW YORK, NY, USA, 11 April 1994 (1994-04-11), pages 431 - 438, XP010117762, ISBN: 978-0-7803-1435-1, DOI: 10.1109/PLANS.1994.303346 *

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