FR2715724A1 - Procédé pour déterminer la position d'un avion à partir de données d'accélération d'un système inertiel ainsi qu'à partir de données de sortie d'un système de navigation, et dispositif. - Google Patents
Procédé pour déterminer la position d'un avion à partir de données d'accélération d'un système inertiel ainsi qu'à partir de données de sortie d'un système de navigation, et dispositif. Download PDFInfo
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Abstract
Dans un procédé pour déterminer la position d'un avion à partir de valeurs d'accélération d'un système inertiel ainsi que de données de sortie d'un système de navigation, on calcule: une vitesse vX i m u (t) dans la direction de consigne du vol à partir de l'accélération (aX t); une vitesse corrigée vX k o r r (t) par addition d'un terme de correction vX f i t (t) à vX i m u (t), ce qui permet d'évaluer à partir de la différence entre vX i m u (t) et une mesure de vitesse vX a u x (t) au moyen d'un capteur additionnel d'abord au moyen de la méthode du plus petit carré une accélération moyenne âX o et une vitesse moyenne vX o , le résultat d'une simple intégration de âX o et de vX o étant ajouté et vX f i t (t) étant ainsi produit; une dérive horizontale latérale pY i m u (t) à partir de l'accélération Y(t); une dérive latérale corrigée PY k o r r (t) par addition d'un autre terme pY f i t (t) - analogue au terme vY f i t (t) - pour la correction de la dérive latérale pY i m u (t); une dérive verticale pZ i m u (t) à partir de l'accélération verticale aZ t, et une position verticale corrigée PZ k o r r (t) par addition d'un terme de correction pZ f i t (t) - analogue au terme vX f i t (t) - à pZ i m u (t). Avant et après une intégration de vX i m u (t), pY i m u (t) et pZ i m u (t) sont soustraites les parties égales de chaque signal.
Description
L'invention concerne un procédé pour déterminer la position d'un
avion à partir de données d'accélération d'un système inertiel ainsi qu'à partir de données de sortie d'un système de navigation, ainsi qu'un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé.
Un système radar embarqué de la déposante utilisé sur un avion, comprenant une ouverture synthétique (SAR), fonctionne sur la bande L, C et X. De tels systèmes radar sont utilisés pour la formation de l'image de la surface du sol le long de la trajectoire de vol. L'antenne est dirigée perpendiculairement à la direction du vol et en oblique vers le bas comme montré schématiquement à la figure 9. Le résultat est que l'on obtient une carte du terrain dont les points image représentent la réflectivité radar des objets sur le sol.
En général, il est prévu pour le traitement de l'image radar des conditions de vol idéales, le cap, la position et la vitesse vers l'avant étant considérés comme constants. Mais ceci n'est pas le cas dans la pratique car l'avion est dévidé de sa trajectoire nominale par des turbulences et sa vitesse vers l'avant varie également. Des variations de vol en altitude et latéralement par rapport à la direction du vol ont pour conséquence une variation de l'éloignement en oblique entre l'antenne et une cible au sol qui est éclairée, et ont donc une influence sur l'allure de phase d'un signal de rétrodiffusion. En outre, une exploration équidistante de la bande de terrain éclairée est rendue impossible par la vitesse vers l'avant qui varie. Les erreurs de mouvement ont en outre une influence négative sur la compression azimutale et conduisent à une détérioration de la qualité des images radar traitées, ce qui a pour conséquence des distorsions géométriques, une détérioration de la résolution et une diminution du contraste.
On connaît divers procédés pour établir une compensation du mouvement. Dans une compensation de mouvement comprenant un système maître/esclave, on utilise deux systèmes de navigation inertiels (INS), le système esclave étant monté à proximité de l'antenne et le système maître le plus souvent dans le nez de l'avion. Le système esclave est utilisé pour des mesures stables de courte durée, alors que les mesures stables de longue durée sont effectuée au moyen du système maître; les deux mesures sont ensuite raccordées par un filtre dit Kalman.
L'inconvénient d'une compensation de mouvement au moyen d'un système maître/esclave INS est que le système esclave est de constitution simple et ne peut être utilisé, comme déjà indiqué, que pour des mesures de courte durée. Pour des mesures de longue durée, les erreurs du détecteur entraînent une dérive dans le calcul de position. Le système esclave doit donc être complété par un système maître stable à long terme, qui est en général un composant d'un système de navigation d'avion et est monté, comme indiqué plus haut, dans le nez de l'avion.
De ce fait, on constate normalement un bras de levier plus long entre le système INS et le centre de phase de l'antenne, qui doit être compensé par calcul. Quand le bras de levier est très long, des exigences extrêmement élevées doivent être remplies par la capacité de résolution angulaire du capteur inertiel, qui ne peuvent être respectées par aucun système INS. Le système INS maître seul ne peut donc être utilisé qu'avec une précision limitée pour la compensation de mouvement; simultanément le calcul du filtre Kalman destiné à compléter le système INS esclave est très compliqué et exige en outre l'utilisation de logiciels et de matériels appropriés de grande puissance. En outre, quand on utilise un filtre Kalman, une détermination précise de la caractéristique d'erreur des systèmes maitre et esclave utilisés est nécessaire.
Une utilisation de systèmes de positionnement global (systèmes GPS) pour effectuer la compensation de mouvement permet une détermination précise de la position et de la vitesse. En particulier, un système GPS différentiel convient en principe pour la compensation du mouvement. Mais une utilisation exclusive de systèmes GPS ne permet que la compensation d'erreurs de mouvement basse fréquence. Les récepteurs GPS actuellement disponibles fournissent une position avec une vitesse de transmission des données d'environ 2 Hz, ce qui fait que sur la base du critère de Nyquist ont peut utiliser une largeur de bande maximale de 1 Hz. Pour établir une compensation de mouvement de systèmes SAR, comme par exemple le E-SAR, la détection d'erreur de mouvement est cependant nécessaire jusqu'à environ 3 Hz pour pouvoir produire des images SAR de grande qualité. Si on raccorde un système INS esclave à un filtre Kalman, une adaptation précise à la caractéristique d'erreur du récepteur GPS maitre et du système INS esclave utilisés est également nécessaire.
Les données radar brutes sont évaluées et normalement utilisées uniquement pour l'évaluation de la vitesse vers l'avant du porteur quand on utilise un procédé autofocus de compensation de mouvement. Le procédé autofocus exige cependant une capacité de calcul très élevée et impose de ce fait pour les systèmes en temps réel des exigences élevées concernant le matériel. En outre, la largeur de bande et la précision avec le procédé autofocus ne sont pas très élevées et la compensation de l'erreur de vitesse ne suffit plus à elle seule quand il y a d'importantes erreurs de mouvement pour obtenir une image de bonne qualité.
Dans le cas d'une compensation de mouvement au moyen de la méthode dite à décalage de réflectivité, on évalue le spectre azimutal des données radar brutes; on peut ainsi déterminer la vitesse vers l'avant et une erreur de phase. Ensuite et grâce à ces informations, on effectue la compensation de mouvement. Mais une capacité de calcul très élevée est également nécessaire avec la méthode à décalage de réflectivité. Ce procédé ne peut donc être mis en oeuvre en temps réel qu'au moyen de calculatrices fonctionnant en parallèle. En outre, la largeur de bande est limitée et la séparation de l'information de vitesse et de l'information de dérive pose des problèmes quand il y a de fortes perturbations du mouvement. La réalisation d'un système maitre/esclave n'est pas possible en raison de la caractéristique passe-haut de la dérive déterminée car une information sur les erreurs de mouvement à long terme n'est pas disponible.
Une amélioration de la qualité de l'image peut être obtenue par une correction des erreurs de phase et par une nouvelle régulation de la fréquence de répétition des impulsions. Dans le demande de brevet P 42 25 413.2 de la déposante sont décrits un procédé et un dispositif permettant de calculer à partir de données de mesure d'un système inertiel de référence cap/position, qui sera désigné dans ce qui suit également par l'expression système IMU (Inertial-measurement-Unit), les erreurs de mouvement précédemment décrites et les paramètres de correction nécessaires. Dans ce procédé, une correction des erreurs de mouvement est possible; mais le procédé est grevé d'erreurs systématiques qui dans la pratique - quand les conditions sont normales - ne sont pas d'importance particulière. Par contre, quand les exigences sont élevées, notamment concernant l'exactitude géométrique d'une image SAR, il faut que ces erreurs soient prises en compte.
Le but de l'invention est donc de proposer un procédé pour déterminer une position d'un avion ainsi qu'un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé, dans lequel, en utilisant un capteur de mouvement additionnel tel qu'un baromètre ou un altimètre radar, ou un système de navigation additionnel tel qu'un radar Doppler GPS, il soit possible d'effectuer l'évaluation des erreurs qui apparaissent dans le procédé selon le P 42 25 413.2, ainsi que d'en effectuer la compensation.
Selon l'invention, dans le cas d'un procédé de détermination de la position d'un avion à partir de données d'accélération d'un système inertiel ainsi que de données de sortie d'une système de navigation, ce but est atteint du fait que l'on on calcule: une vitesse vXimu(t) dans la direction de consigne du vol à partir de l'accélération; une vitesse corrigée vXkorr(t) par addition d'un terme de correction vxfjt(t) à vXimu(t), ce qui permet d'évaluer à partir de la différence entre vXimu(t) et une mesure de vitesse vXaux(t) au moyen d'un capteur additionnel d'abord au moyen de la méthode du plus petit carré une accélération moyenne àXo et une vitesse moyenne vxo, le
A A
résultat d'une simple intégration de axo et de VXo étant ajouté et vXfit(t) étant ainsi produit; une dérive horizontale latérale Pyimu(t) à partir de l'accélération Y(t); une dérive latérale corrigée PYkorr(t) par addition d'un autre terme pyfit(t) - analogue au terme v)(fit(t) - pour la correction de la dérive latérale Pyimu(t); une dérive verticale PZimu(t) à partir de l'accélération verticale aZt, et une position verticale corrigée PZkorr(t) par addition d'un terme de correction pZfit(t) - analogue au terme vxfit(t) - à PZimu(t). Avant et après une intégration de vXimu(t), pyimu(t) et PZimu(t) sont soustraites les parties égales de chaque signal.
En outre et en ce qui concerne un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé, ce but est atteint par un dispositif qui comprend une dispositif pour le calcul d'une vitesse vXimu(t) dans la direction du vol, dans lequel est formée au moyen d'une première unité de sommation à laquelle est appliqué directement et par l'intermédiaire d'une première unité de formation de valeur moyenne une accélération aX(t) dans la direction du vol, une accélération exempte de valeur moyenne a'X(t), qui est appliquée à un intégrateur monté à la suite pour le calcul d'une vitesse v"X(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une seconde unité de formation de valeur moyenne à une seconde unité de sommation pour déterminer la vitesse exempte de valeur moyenne vXimu(t); un dispositif pour le calcul d'une dérive horizontale orthogonale à la direction du vol pyimu(t), dans lequel est formée une accélération sans valeur moyenne a'y(t) au moyen d'une troisième unité de sommation à laquelle est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une troisième unité de formation de valeur moyenne une accélération horizontale orthogonale à la direction du vol ay(t), accélération qui est appliquée à un second intégrateur monté à la suite pour le calcul d'une vitesse v"y(t) qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une quatrième unité de formation de valeur moyenne à une quatrième unité de somation pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne v'y(t), qui est appliquée de son côté à un troisième intégrateur monté à la suite pour le calcul de la dérive latérale p'y(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une cinquième unité de formation de valeur moyenne à une cinquième unité de sommation pour produire la dérive latérale sans valeur moyenne pyimu(t); un dispositif pour le calcul d'une dérive verticale PZimu(t) dans lequel est formée une accélération exempte de valeur moyenne a'z(t) au moyen d'une sixième unité de sommation à laquelle est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une sixième unité de sommation une accélération verticale az(t), qui est appliquée à un quatrième intégrateur monté à la suite pour le calcul d'une accélération verticale v"z(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une septième unité de formation de valeur moyenne à une septième unité de sommation pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne v'z(t), qui est appliquée à un cinquième intégrateur monté à la suite pour le calcul d'une dérive verticale p'z(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une huitième unité de formation de valeur moyenne à une huitième unité de sommation pour produire la dérive verticale exempte de valeur moyenne PZimu(t); un dispositif pour le calcul d'une vitesse corrigée vXkorr(t) dans la direction du vol, dans lequel est calculée au moyen d'une neuvième unité de sommation à partir de la vitesse vers l'avant vXimu(t) et à partir d'une vitesse vers l'avant mesurée vXaux(t) une vitesse différentielle Lvx(t), à partir de laquelle sont formées dans une première unité d'évaluation montée à la suite et au moyen de la méthode connue en soi du plus petit carré l'accélération aXo dans la direction du vol et une vitesse vXo dans la direction du vol, alors qu'ensuite le signal d'accélération évalué aXo est appliqué à un sixième intégrateur monté à la suite pour produire la vitesse évaluée vxl, qui est de son côté ajoutée dans une dixième unité de somation au signal de vitesse évaluée vXo, ce qui permet d'obtenir un terme vxfit(t) pour la correction de la vitesse dans la direction du vol, qui est de son côté ajouté dans une onzième unité de sommation au signal de vitesse vXimu(t) dans la direction du vol, ce qui permet de générer la vitesse corrigée vXkorr(t) en direction de l'avant; un dispositif pour le calcul de la dérive latérale corrigée PYkorr(t) orthogonalement à la direction du vol, dans lequel est calculéeau moyen d'une douzième unité de sommation à laquelle sont appliqués en tant que signaux d'entrée la dérive latérale pyimu(t) et une dérive latérale mesurée PYaux(t),la position différentielle \py(t), à partir de laquelle sont formées dans une deuxième unité disposée à la suite et au moyen de la méthode connue en soi du plus petit carré une accélération constante évaluée ayo/2, une vitesse
A
constante évaluée vyo transversale à la direction du vol ainsi qu'une dérive constante évaluée ^yo parallèle à la direction du vol, alors qu'ensuite le signal ayo est appliqué après une multiplication par 2 dans une unité de multiplication à un septième intégrateur monté à la suite, à la sortie duquel apparaît la vitesse vyl qui est appliquée à un huitième intégrateur pour produire la position PY2, puis le signal
A
de sortie vyo de l'unité d'évaluation correspondant à la vitesse évaluée dans le direction du vol est appliquée à un neuvième intégrateur, dans lequel est calculée une dérive linéaire évaluée transversalement à la direction du vol 4yl(t), le signal Ayl(t) étant ensuite appliqué avec les signaux de sortie $y2(t) et pyo des intégrateurs à une treizième unité de sommation dans laquelle un terme pyfit(t) est produit pour la correction de la dérive latérale, lequel terme est ajouté dans une quatorzième unité de sommation au signal d'entrée Pyimu(t) du dispositif et qui correspond à une dérive latérale, d'o est générée la position PYkorr(t), et un dispositif pour le calcul d'une altitude de vol corrigée PZkorr(t) au-dessus du sol, dans lequel est calculée la différence de position /pz(t) au moyen d'une quinzième unité de sommation à laquelle sont appliqués en tant que signaux d'entrée l'altitude de vol PZimu(t) et une altitude de vol mesurée PZaux(t) au- dessus du sol, position différentielle à partir de laquelle sont formées dans une troisième unité d'évaluation disposée à la suite et selon la méthode connue en soi du plus petit carré une accélération verticale évaluée aZo/2, une vitesse verticale évaluée VZo ainsi qu'une altitude de vol constante évaluée PZo au-dessus du sol, alors qu'ensuite le signal eZo/2 est appliqué après une multiplication par 2 dans une unité de multiplication montée à la suite en tant que signal aZo à un dixième intégrateur disposé à la suite, dont le signal vZl(t) correspondant à une vitesse verticale évaluée est appliqué à un onzième intégrateur à la sortie duquel est appliquée une position
A
pz2/2 au-dessus du sol, le signal vzo qui correspond à la vitesse verticale évaluée étant appliqué à un douzième intégrateur dans lequel est calculée l'altitude de vol évaluée pZl(t) au-dessus du sol, lequel signal pZl(t) est ajouté aux signaux de sortie pz2(t) et ^Zl(t) des intégrateurs dans une seizième unité de sommation, ce qui permet d'obtenir un terme pZfit(t) pour la correction de l'altitude de vol au- dessus du sol, lequel terme est ajouté dans une seizième unité de sommation du dispositif au signal d'entrée PZimu(t) correspondant à l'altitude de vol, ce qui génère finalement l'altitude de vol corrigée PZkorr(t) au-dessus du sol.
Selon l'invention, on utilise pour effectuer une compensation de mouvement les données de sortie d'un système de référence de cap/position, qui est monté aussi près que possible du centre de phase d'une antenne de réception. Ainsi que cela est habituel avec les systèmes inertiels, le système de référence est alimenté avec des données dites de "Magnetic Heading, True Air Speed, Barometer and DME/VOR" (Distance Measuring equipment/VHF Omnidirectional Radio range) (cap magnétique, vitesse réelle dans l'air, baromètre et DME/VOR = équipement de mesure de distance/portée radio omnidirectionnelle VHF). Ainsi, les données de navigation nécessaires peuvent être calculées avec une plus grande précision. Par contre, avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2 et comme déjà mentionné plus haut, une compensation de mouvement précise n'est possible que lorsque les positions sont normales.
Selon le procédé de l'invention - et sans utilisation d'un filtre Kalman la constitution d'un système maître/esclave est possible en utilisant en tant que système esclave le système de référence cap/position. En ce qui concerne le système maître, on utilise surtout le système GPS ainsi qu'un système de navigation inertiel. Pour faciliter la détermination de la vitesse vers l'avant, on peut également utiliser la méthode dite à décalage de réflectivité selon le DE 39 22 438, un radar Doppler, ou encore un autre capteur de vitesse. L'altitude de vol peut en outre être évaluée par des mesures par baromètre ou altimètre.
Le procédé de l'invention est très robuste et permet de compléter les données du système esclave même quand certaines données du système maître sont manquantes. Le procédé de l'invention peut ainsi être utilisé sans modifications dans le cas o on utilise un autre système maître. L'utilisation simultanée de systèmes maîtres divers pour les trois directions principales, c'est-à-dire pour les directions X, Y et Z de l'avion, est également possible sans modifications d'aucune sorte. En outre, il est possible avec le procédé de l'invention de fonctionner avec des algorithmes rapides et de réaliser un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé de l'invention qui est économique et en n'ayant recours qu'à des logiciels et des matériels peu compliqués.
L'invention va maintenant être expliquée en détail dans ce qui suit à l'aide d'un mode de réalisation préféré et en référence aux dessins annexés dans lesquels: la figure 1 est un schéma par blocs schématisé du déroulement de principe d'un traitement de données SAR avec une compensation d'erreurs de mouvement; la figure 2 représente schématiquement un schéma par blocs détaillé d'un dispositif de calcul de la vitesse vers l'avant dans la direction du vol; la figure 3 représente schématiquement un schéma par blocs détaillé d'un dispositif de calcul d'une dérive horizontale latérale; la figure 4 représente schématiquement un schéma par blocs détaillé d'un dispositif de calcul d'une dérive verticale entachée d'erreur, telle qu'elle est détectée par un système esclave; la figure 5 représente schématiquement un schéma par blocs détaillé d'un dispositif pour compléter une vitesse vers l'avant déterminée au moyen d'un système inertiel par une mesure de vitesse additionnelle; la figure 6 est un schéma par blocs détaillé d'un dispositif pour compléter la détermination d'une position IMU dans la direction Y par une mesure de position additionnelle; la figure 7 représente schématiquement un schéma par blocs détaillé d'un dispositif pour compléter la détermination d'une position IMU dans la direction Z par une mesure d'altitude additionnelle; la figure 8 est une représentation schématique d'un exemple de génération d'une altitude de vol corrigée au moyen de données IMU et GPS; et la figure 9 est une représentation schématique d'une géométrie de vol SAR.
Sur les figures mentionnées ci-dessus ainsi que dans la description qui suit, on a utilisé les termes qui suivent dont les significations sont les suivantes: ax(t) accélération dans la direction du vol (Along Track Acceleration) ay(t) accélération transversalement à la direction du vol (Across Track Acceleration) az(t) accélération verticale (Vertical Acceleration) aXo(t) accélération constante dans la direction du vol ayo(t) accélération constante transversalement à la direction du vol azo(t) accélération verticale constante aXo accélération constante évaluée dans le direction du vol ayo accélération constante évaluée transversalement à la direction du vol zazo accélération verticale constante évaluée PYo dérive constante parallèlement à la direction du vol PZo altitude de vol constante au-dessus du sol pyo dérive constante évaluée parallèlement à la direction du vol PZo altitude de vol constante évaluée au-dessus du sol Pyaux(t) mesure de la dérive latérale par un système maitre o10 PZaux(t) mesure de l'altitude de vol au-dessus du sol par un système maître PYerr(t) erreur de dérive latérale PZerr(t) erreur de l'altitude du vol au-dessus du sol pyfit(t) terme utilisé pour la correction de la dérive latérale pZfit(t) terme utilisé pour la correction de l'altitude du vol au-dessus du sol Pyimu(t) dérive latérale du système esclave PZimu(t) altitude de vol du système esclave PYkorr(t) dérive latérale corrigée PZkorr(t) altitude de vol corrigée au-dessus du sol PYn(t) bruit du terme de correction de la dérive latérale PZn(t) bruit du terme de correction de l'altitude de vol au-dessus du sol vxo vitesse constante dans la direction du vol vy0 vitesse constante transversalement à la direction du vol VZo vitesse verticale constante vxo vitesse constante évaluée dans la direction du vol
A
vy0 vitesse constante évaluée transversalement à la direction du vol vZo vitesse verticale constante évaluée Vxaux(t) vitesse vers l'avant mesurée par un système maître VXerr(t) erreur de la vitesse vers l'avant Vxfit(t) terme utilisé pour la correction de la vitesse vers l'avant Vximu(t) vitesse vers l'avant du système esclave VXkorr(t) vitesse vers l'avant corrigée vZn(t) bruit du terme de correction de la vitesse vers l'avant pyl(t) allure de la dérive linéaire évaluée transversalement à la direction du vol
A
py2(t) allure de la dérive quadratique évaluée transversalement à la direction du vol PZl(t) allure linéaire évaluée de l'altitude de vol PZ2(t) allure quadratique évaluée de l'altitude de vol
A
vXl(t) allure linéaire évaluée de la vitesse dans la direction O10 du vol vyl(t) allure linéaire évaluée de la vitesse transversalement à la direction du vol vy2(t) allure quadratique évaluée de la vitesse transversalement à la direction du vol vZi(t) allure linéaire évaluée de la vitesse verticale v72(t) allure quadratique évaluée de la vitesse verticale Le déroulement de principe d'un traitement SAR est représenté sur la partie de droite de la figure 1. Pour des raisons d'énergie, les impulsions modulées en fréquence sont émises par le radar sous une forme quadratique (dite signaux "chirp"), qui sont mis en corrélation avec une réplique de ce signal après la réception. Avec le système SAR, ceci est désigné par "Range Compression" ou compression en direction de la distance (bloc 1).
Les étapes individuelles suivantes sont exécutées lors de la compensation de mouvement qui est réalisé à la suite. Une variation de la direction vers l'avant (dans la direction X) a pour conséquence qu'une bande de terrain éclairée par la fréquence de répétition d'impulsions (PRF) du radar n'est plus explorée de façon équidistante.
Pendant un survol, ceci peut être compensé par une régulation en ligne de la fréquence de répétition des impulsions. Un rééchantillonnage, c'est-àdire une interpolation et une nouvelle exploration des données radar brutes, doit être exécuté hors ligne (bloc 2).
Une dérive dans la direction en oblique a également pour conséquence, en dehors d'une erreur de phase, une association erronée du signal de rétrodiffusion par rapport aux portes de distance correspondantes. Cet effet peut être éliminé par un retard dans le temps additionnel de l'écho radar avant une correction de phase (bloc 3).
Un signal de rétrodiffusion radar S(t) peut être exprimé sous la forme suivante: S(t) = Ao-ejP(t) .ejiPerr(t) Dans ce cas, A0 représente l'amplitude du signal, T(t) l'évolution nominale de la phase et ferr(t) l'erreur de phase, qui est provoquée par une déviation par rapport à la trajectoire de consigne. Pour corriger une erreur de phase S(t), on la multiplie par le terme d'erreur de phase complexe conjugué e-j err(t) (bloc 5).
Un signal de rétrodiffusion adopte à la suite d'une modification de la distance en oblique pendant un vol au voisinage d'une cible éclairée une forme déphasée approximativement quadratique. On obtient des réponses de points cible en direction azimutale par une corrélation de ce signal de rétrodiffusion avec une fonction pouvant être calculée a priori présentant la même allure de phase. Ceci est également appelé compression azimutale (bloc 5). On va maintenant expliquer en détail en référence aux figures 2 à 7 les blocs 10 à 60 qui sont associés aux blocs 1 à 5.
Le dispositif de détermination de la dérive d'un porteur dans les directions Y et Z et de détermination de la vitesse vers l'avant (dans la direction X) repose dans le dispositif décrit dans la demande de brevet P 42 25 413.2 de la déposante sur une intégration des valeurs d'accélération qui sont fournies par un système de référence de cap/position. La valeur moyenne du signal est formée et soustraite pendant le traitement de ces signaux avant et après chaque intégration. On évite ainsi qu'une partie égale du signal d'accélération, qui provient d'une erreur du capteur, provoque une erreur de phase quadratique pendant la compensation du mouvement après une double intégration.
Grâce à la méthode d'intégration avec soustraction des parties égales de la méthode d'intégration qui vient d'être décrite, on empêche en outre une accumulation de valeurs de sortie très importantes telles qu'elles peuvent apparaitre après une intégration d'une polarisation ou pendant une durée prolongée. Lors du traitement numérique du signal, il n'y a plus aucun danger d'un "débordement de mémoire" en raison d'une largeur de mot de donnée limitée ou d'un besoin de place de mémoire limité.
Mais il faut prendre en compte le fait qu'une partie égale "naturelle" de l'éclairage, telle qu'elle existe par exemple au cours d'un vol prolongé sur une trajectoire courbe, ne peut pas être prise en compte. Quand les conditions de vol sont normales, cette erreur peut cependant être négligée, ce qui fait que l'on peut également obtenir une image SAR de très bonne qualité avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2. Mais quand les exigences sont élevées, notamment en ce qui concerne l'exactitude géométrique d'une image SAR, il faut que l'erreur indiquée dans ce qui précède soit prise en compte.
Pour décrire avec précision l'erreur de mouvement, il faut d'abord déterminer un système de coordonnées approprié à l'intérieur duquel le porteur du système SAR se déplace. La courbure de la terre n'est pas prise en compte dans ce qui suit pour simplifier les conditions géométriques. Lesystème de coordonnées utilisé dans ce qui suit est défini comme suit: L'origine du système de coordonnées est situé sur la surface du sol et marque le début d'une bande de terrain dont on forme l'image.
L'axe X est situé sur la surface du sol et est orienté le long de la trajectoire nominale ou de la direction azimutale du vol. La direction du vol correspond donc au sens positif de l'axe X. L'axe Y est également situé sur la surface du sol et est orienté perpendiculairement à l'axe X. Le sens positif de l'axe Y est orienté dans la direction du vol quand on regarde vers la gauche.
L'axe Z est perpendiculaire au plan X/Y et la direction positive de l'axe Z est tournée vers le haut.
Il convient en outre de considérer qu'on prévoit souvent la formation d'une valeur moyenne dans les calculs qui suivent; c'est ainsi que la valeur moyenne du signal s(t) en fonction du temps est désignée par s(t); on a alors:
T
s(t) = s(td(1) on = La vitesse vers l'avant (dans la direction X) est déterminée conformément au procédé de la demande de brevet P 42 25 413.2 et comme montré dans le bloc 10 de la figure 1, par une intégration de l'accélération aX(t) dans la direction du vol, en éliminant du signal la partie égale avant et après l'intégration, ce que l'on peut voir par les équations suivantes (2) et (3): t vx(t) = JLax(t) - ax(t)1 dt (2) o vx(t) = - -v(t) (3) La vitesse vers l'avant est calculée par un intégrateur 103 au moyen d'un dispositif 10 de la figure 2 à partir de l'accélération aX(t) dans la direction du vol, la partie égale aX(t) qui a été produite dans une première unité de formation de valeur moyenne 101 étant éliminée avant et après une intégration de l'accélération ax(t) dans une première unité de sommation 102, ou bien la partie égale v"X(t) qui a été produite dans une seconde unité de formation de valeur moyenne 104 étant éliminée dans une seconde unité de sommation des signaux ax(t) ou v"x(t) directement appliqués.
Cependant, on ne peut pas tenir compte dans les équations (2) et (3) de l'erreur de variation de vitesse vXerr(t): vxBR(R) = axt + vx. (4)
Dans cette équation, aXo désigne la fraction constante de l'accélération ax(t) dans la direction du vol et vxo la vitesse moyenne ou constante dans la direction du vol. La vitesse vers l'avant vXimu(t) qui est calculée à partir de l'accélération aX(t) (voir signal de sortie du dispositif 10 à la figure 2) devient alors, en tenant compte d'une erreur vXerr(t): vxlmu(t) = vx(t) - VX..(t) (5) Une déviation horizontale latérale (dans la direction Y) est déterminée par le procédé décrit dans la demande de brevet P 42 25 413.2 et comme montré en détail dans un bloc 20 de la figure 3 par une double intégration de l'accélération ay(t) transversalement à la direction du vol, la partie égale étant éliminée du signal avant et après chaque intégration.
En outre et comme montré dans un dispositif 20 à la figure 3, on effectue deux fois une intégration dans les second et troisième intégrateurs 203 et 206. Avant et après chaque intégration, la valeur moyenne ay(t) du signal ay(t) ou la valeur moyenne v"y(t) du signal v'y(t) est formée dans des troisième et quatrième unités de formation de valeur moyenne 201 et 204 et respectivement soustraites dans des unités de sommation 202 ou 205 montées à la suite des signaux ay(t) ou v"y(t) qui s'y trouvent. Après intégration du signal v'y(t) dans un quatrième intégrateur 206 et une soustraction subséquente de la valeur moyenne produite dans une cinquième unité de formation de valeur moyenne 207, on obtient à sa sortie une dérive latérale Pyimu(t) du système esclave, comme on peut le voir par les équations (6) à (9): t (6) vy = [a - ay(t)] d( 3 0 o VY(t)=V;(t)- - (7) py(t) = [v'y(t)=- Ai)] dt (8) o PYIMU(t) = >(t)- W(I) (9) Ainsi, l'allure de la trajectoire de vol PYerr(t) qui suit (ou l'erreur PYerr(t) de la dérive latérale) n'est peut pas être obtenue par un calcul de la dérive dans le direction Y. PyB)(t)aY' t2 + vyt + Py (10) Grâce à cette équation, ayo représente la fraction constante de l'accélération ay(t) transversalement à la direction du vol, vxo la vitesse moyenne ou constante dans le direction du vol et pyo une dérive latérale constante par rapport à la trajectoire de vol, c'est- a-dire parallèlement à la direction du vol. La dérive latérale pyimu(t) calculée à partir de l'accélération ay(t) s'exprime, en tenant compte de l'erreur Pyerr(t) par: PYimU(f) = py(t) - py,,.(t) (11) Une dérive verticale (dans la direction Z) est déterminée avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2, comme montré dans un bloc 30 de la figure 4, par une double intégration de l'accélération verticale az(t) au moyen des équations (12) à (15) suivantes: Vz(t) = Jaz(L) - az(t)=dt (12) o (t)= V'() - v')(t (13) p'Z(t) =t) ] - Vz(O dt (14)
O
pzmu(t) = p'(t) - mz(i) (15) Dans ce cas et avant la première intégration de l'accélération verticale aZ(t) dans un quatrième intégrateur (303), on soustrait la valeur moyenne aZ(t) du signal az(t) produite dans une sixième unité de formation de valeur moyenne 301 dans une sixième unité de sommation 302 du signal d'accélération azy(t). En outre, après intégration au moyen du quatrième intégrateur 303, la valeur moyenne v"z(t) qui est produite dans une septième unité de formation de valeur moyenne 304 est soustraite dans une septième unité de sommation (305) montée à la suite du signal de sortie v"z(t) de l'intégrateur. En outre, la valeur moyenne p'Z(t) produite par une huitième unité de formation de valeur moyenne 307 est soustraite du signal de sortie d'intégrateur p'Z(t) dans une huitième unité de sommation 308 qui est montée à la suite du cinquième intégrateur 306. On obtient alors à la sortie de la huitième unité de sommation 308 un signal Pzimu(t) correspondant à l'altitude de vol du système esclave (IMU).
Pour un calcul de la dérive dans la direction Z, il n'est donc pas possible d'obtenir la variation suivante PZerr(t) de la trajectoire de vol: pZJt(t): =m t2+ vz.+ p8 16 Dans cette équation, azo représente la fraction constante de l'accélération verticale az(t), vzo la vitesse verticale moyenne et PZo l'altitude de vol moyenne au-dessus du sol. La dérive latérale calculée à partir de l'accélération verticale az(t) est alors exprimée en tenant compte de l'erreur PZerr(t): Pz,W, = Pz(t) pzUR(t) (17) Pour compenser les erreurs VXerr(t), Pyerr(t) ou PZerr(t), les coefficients des polynômes des équations (4), (10) et (16) sont déterminés au moyen d'un système de navigation additionnel et du procédé de traitement de données de navigation selon l'invention.
Comme on peut le voir par le bloc 40 de la figure 5, une correction de la vitesse vers l'avant est effectuée par la formation d'une différence entre la vitesse vXimu dans la direction du vol qui est déterminée à l'aide du système esclave (IMU) et la vitesse vers l'avant vXaux(t) d'un capteur de vitesse qui est mesurée au moyen d'une système maître, qui ne contient pas l'erreur vXerr(t).
On obtient en tant que résultat la vitesse vers l'avant vxerr(t) qui contient une erreur et en outre un signal de bruit vXN(t), comme on peut le voir par l'équation (18): VXAUX(t) - vx^mU(t) = vxrJ(t) + VIN(f) (18) Grâce à la méthode du plus petit carré ("least square fit"), on peut évaluer les coefficients du polynôme vXerr(t) (voir équation (4)) et on peut l'utiliser pour déterminer un polynôme de correction vXfit(t); en ce qui concerne le polynôme de correction, on a: t (19) vxT(t) = / &xO dt + x, = o = &xot + Vx, (20) Dans ces équations, aXo et vxo représentent l'accélération moyenne ou la vitesse évaluée dans la direction X. Comme on peut le voir sur le schéma par blocs de la figure 5, la vitesse vers l'avant vXimu(t) mesurée au moyen du système esclave (IMU) est soustraite dans une neuvième unité de sommation 401 de la vitesse vers l'avant vXaux(t) mesurée par le système maître, et on obtient alors à la sortie de l'unité de sommation 401 le signal L\vx(t) qui est appliqué à une unité d'évaluation de coefficient 402.
Dans l'unité 402 et au moyen de la méthode du plus petit carré, on obtient en tant que signaux de sortie l'accélération moyenne évaluée axo ou la vitesse moyenne évaluée vXo dans la direction X. Après une intégration du signal âXo qui correspond à l'accélération moyenne évaluée dans un sixième intégrateur 433, on obtient à la sortie de l'intégrateur le signal qui correspond à la vitesse moyenne évaluée vX1. Le signal vXj et le signal obtenu à la sortie de l'unité d'évaluation et correspondant à la vitesse moyenne évaluée vers l'avant VXo sont additionnés dans une dixième unité de sommation 404, de manière à obtenir à sa sortie un terme vXfit(t) servant à la correction de la vitesse vers l'avant.
On obtient une valeur de vitesse corrigée vXkorr(t) par l'équation (21) qui suit par addition du terme vxfit(t) au signal vXimu(t) correspondant à la vitesse vers l'avant du système esclave dans une onzième unité de sommation 405 du dispositif 40 de la figure 5.
vXKOR,(t) = vxrU(t) + vxr,,(t) (21) Par contre, avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2, on ne pouvait obtenir que la vitesse évaluée moyenne vers l'avant vXo(t).
Comme montré par le bloc 50 de la figure 6, une correction de la dérive latérale s'effectue par la formation d'une différence entre la dérive PYimu du système esclave et la dérive PYaux d'un système de navigation utilisé comme système maîitre, qui ne contient pas l'erreur Pyerr(t). Comme on peut le déduire de l'équation (22) indiquée plus bas, on obtient en tant que résultat l'allure de la dérive, ou l'erreur PYerr(t) de la dérive latérale, qui contient un signal de bruit pyN(t): _ + (22) PYAUX) PYmU() = p (t) + py(t) (22) Comme on peut le voir à la figure 6, on soustrait pour la correction de la dérive latérale dans une douzième unité de sommation 501 du dispositif 50 la dérive latérale Pyimu(t) du système esclave de la dérive latérale PYaux(t) mesurée par un système maître. Le signal de sortie A\py(t) de l'unité de sommation 501 est appliqué à une seconde unité d'évaluation de coefficient 502 disposée à la suite, dans laquelle, selon la méthode du plus petit carré, les coefficients du polynôme contenus dans l'équation (10) sont évalués et utilisés de la façon indiquée dans l'équation (23) présentée ci-dessous pour déterminer un polynôme de correction pyfit(t). On a: t t t PYPIT(t) = JIaY.dt2 + |Ny, dt + pu = (23) 0 0 0 2 2 (24) Dans les équations (23) et (24), ayo, vyo et pyo représentent l'accélération moyenne évaluée, la vitesse moyenne ou la dérive moyenne évaluée dans la direction Y. L'accélération moyenne évaluée
A
ayo/2 représentant un signal de sortie de l'unité d'évaluation 502 est appliquée à une unité de multiplication 408 disposée à la suite o elle est multipliée par 2 et à un septième intégrateur 503. Le signal de sortie vY1 de l'intégrateur est appliqué à un huitième intégrateur 504 et son signal de sortie PY2 est appliqué à une treizième unité de
A
sommation 506. Un signal de sortie vyo de l'unité d'évaluation 502 qui correspond à la vitesse évaluée moyenne est appliqué à un neuvième intégrateur 505; son signal de sortie Pyl est appliqué en tant qu'autre signal d'entrée de l'unité de sommation 506, un signal de sortie pyo(t) correspondant à la dérive évaluée moyenne dans la direction Y étant appliqué à sa troisième entrée. Un signal de sortie pyfit(t) de l'unité de sommation 507 qui correspond à l'équation (24) est additionné à la dérive latérale pyimu(t) du système esclave de manière à obtenir à la sortie de l'unité de sommation 507 et selon l'équation (25) ci-dessous l'allure corrigée de la dérive latérale PYkorr(t): PYKoAR(t) = PYim.u(t) + PYPIT(t) (25) (Par contre, il n'est pas possible avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2 d'effectuer une correction totale ou même seulement partielle d'une erreur de la dérive latérale PYerr(t).
Comme on peut le voir aux figures 6 et 7, une correction de la dérive latérale a lieu par la formation d'une différence entre la dérive latérale PZimu du système esclave (IMU) et une dérive PZaux déterminée par un système de navigation ou par un dispositif de mesure d'altitude, qui ne contient pas l'erreur pZerr(t).
Conformément à l'équation (26) qui suit: PZAUX() Z- PZ(MU() = PZBRR(t) + pzN(t) (26) on obtient comme résultat une variation d'altitude PZerr(t), ou bien l'erreur d'altitude de vol au-dessus du sol, ce signal contenant cependant toujours un signal de bruit pZn(t).
Grâce à la méthode du plus petit carré, les coefficients du polynôme utilisés dans l'équation (16) sont évalués et utilisés pour déterminer un polynôme de correction pzfit(t) correspondant aux équations (27) et (28) qui suivent: t t t PZPJ (t) = | |z dt2+ z, dt +z= (27) oo o = azt z, t, + pz(2 2 (28) Dans ces équations (27) et (28), aZo, VZo et PZo représentent l'accélération moyenne évaluée, la vitesse moyenne évaluée ou la dérive moyenne évaluée dans la direction Z. Finalement, on obtient une altitude corrigée Pzkorr(t) par addition du terme pzfit(t) destiné à la correction de l'altitude de vol au-dessus du sol et la dérive PZimu(t) selon l'équation (29) qui suit: PzxoJ(t() = PZimu(t) +PZPIr(t) (29) (Par contre, avec le procédé selon la demande de brevet P 42 25 413.2, il n'était possible jusqu'ici que de déterminer l'altitude de vol moyenne évaluée PZo au-dessus du sol).
Comme le dispositif 60 représenté à la figure 7 correspond au dispositif 50 représenté à la figure 7 en ce qui concerne sa constitution et son mode de fonctionnement, il est renvoyé aux explications concernant le dispositif représenté à la figure 6 en ce qui concerne la réalisation des équations (26) à (29) pour obtenir à la sortie du dispositif 60 l'altitude corrigée PZkorr(t), car les unités désignées par les références 50 ou 60 avec les mêmes indices sont de constitution analogue ou fonctionnent de façon analogue.
Aux figures 8a et 8b sont montrées les équations (26) à (29) qui peuvent être réalisées au moyen du dispositif 60 représenté à la figure 7 sous forme de courbes schématiques. L'altitude de vol déterminée par un système inertiel (IMU) est soustraite dans une unité de sommation S1 de l'altitude de vol déterminée par un système GPS. Le signal de sortie de l'unité de sommation S1 peut alors être représenté comme montré sur la partie centrale de droite de la figure 8a de façon schématique, o est représenté par des pointillés le polynôme FIT déterminé par la méthode du plus petit carré en dehors de la différence des altitudes de vol déterminées par les systèmes GPS ou IMU.
En dehors d'une évaluation des coefficients telle qu'elle est faite dans les unités 402, 502, 602 des dispositifs 40, 50 et 60, on détermine également dans un bloc représenté à la suite du diagramme différentiel les polynômes PXkorr(t), PYkorr et PZkorr pour obtenir la sortie des dispositifs 40, 50 et 60. Le terme de correction ainsi obtenu est montré par la courbe suivante. Dans une autre unité de sommation S2, le terme de correction obtenu est alors ajouté à l'altitude de vol obtenue par le système IMU, ce qui donne la courbe montrée dans la partie inférieure de droite de la figure 8b.
Pour bien montrer l'amélioration obtenue grâce à l'invention, on a indiqué en pointillés et à coté de l'altitude de vol corrigée représentée par un trait continu l'altitude de vol obtenue par le système GPS, l'amélioration obtenue par le procédé de l'invention concernant l'altitude de vol étant ainsi rendue bien visible.
D'autres possibilités d'utilisation du procédé de l'invention sous forme de compléments de données d'un système de référence de cap/position au moyen de systèmes de navigation additionnels sont possibles dans des systèmes LIDAR et SONAR. De façon générale, le procédé de l'invention peut être utilisé chaque fois que des données de navigation à faible largeur de bande sont combinées à des valeurs d'accélération d'un système de mesure inertiel de manière à obtenir une amélioration de la précision d'une position à mesurer.
Claims (2)
1. Procédé pour déterminer la position d'un avion à partir de valeurs d'accélération d'un système inertiel ainsi que de données de sortie d'un système de navigation, dans lequel une vitesse vXimu(t) dans la direction de vol de consigne est calculée à partir d'une accélération aX(t), la partie égale du signal étant soustraite avant et après une intégration; une vitesse corrigée vXkorr(t) est calculée par addition d'un terme de correction vxfit(t) à la vitesse vXimu(t) dans la direction de consigne du vol, une accélération moyenne àXo et une vitesse moyenne vXo étant évaluées à partir de la différence de la vitesse vXimu(t) dans la direction de consigne du vol et une mesure de vitesse vXaux(t) au moyen d'un capteur additionnel, d'abord en utilisant la méthode du plus petit carré et ensuite en ajoutant le résultat d'une
AX
simple intégration de l'accélération moyenne aXo et de la vitesse
A
moyenne vXo, le terme de correction vXfit(t) étant ainsi obtenu; une dérive horizontale latérale Pyimu(t) est calculée en direction orthogonale à celle du vol à partir de l'accélération aY(t), la partie égale du signal étant soustraite avant et après une intégration; une dérive latérale corrigée PYkorr(t) latéralement par rapport à la direction du vol est calculée par addition d'un autre terme pyfit(t) pour corriger la dérive latérale Pyimu(t), une accélération constante moyenne 'Yo transversalement à la direction du vol, une vitesse moyenne vyo transversalement à la direction du vol et une dérive moyenne pyo transversalement à la direction du vol étant évaluées à partir de la différence entre la dérive latérale pyimu(t) et une mesure de position PYaux(t) au moyen d'un capteur additionnel d'abord au moyen de la méthode du plus petit carré, puis le résultat d'une double intégration de l'accélération évaluée ayo transversalement à la direction du vol, d'une simple intégration de la vitesse évaluée 'vyo transversalement à la direction du vol ainsi que d'une dérive évaluée vyo parallèlement à la direction du vol sont ajoutées et le terme pyfit(t) destiné à la correction de la dérive latérale est ainsi produit, une dérive verticale PZimu(t) orthogonalement à la direction du vol est calculée à partir de l'accélération verticale az(t), la partie égale du signal étant soustraite avant et après deux intégrations; une position verticale corrigée PZkorr(t) est calculée par addition d'un terme de correction pzfit(t) à la dérive verticale PZimu(t), une accélération moyenne aZo dans la direction du vol, une vitesse verticale évaluée vzo et une altitude de vol moyenne PZo étant évaluées à partir de la différence entre la dérive verticale PZimu(t) et une mesure de position PZaux(t) au moyen d'un capteur additionnel o10 d'abord au moyen de la méthode du plus petit carré, et ensuite les résultats d'une double intégration de l'accélération verticale évaluée
A
azo ainsi qu'une simple intégration de la vitesse verticale évaluée vzo et l'altitude de vol évaluée PZo sont ajoutées et on obtient ainsi le terme pzfit(t) destiné à la correction de l'altitude de vol au- dessus du sol; et un éloignement en oblique/réel de l'avion par rapport à une bande de terrain déterminée (Ri'(t)) pour chaque porte de distance est calculé d'une façon connue en soi.
2. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon la revendication 1, comprenant une dispositif (10) pour le calcul d'une vitesse vXimu(t) dans la direction du vol, dans lequel est formée au moyen d'une première unité de sommation (102) à laquelle est appliqué directement et par l'intermédiaire d'une première unité de formation de valeur moyenne (101) une accélération aX(t) dans la direction du vol, une accélération exempte de valeur moyenne a'x(t), qui est appliquée à un intégrateur (103) monté à la suite pour le calcul d'une vitesse v"X(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une seconde unité de formation de valeur moyenne (104) à une seconde unité de sommation (105) pour déterminer la vitesse exempte de valeur moyenne vXimu(t); comprenant un dispositif (20) pour le calcul d'une dérive horizontale orthogonale à la direction du vol pyimu(t), dans lequel est formée une accélération sans valeur moyenne a'y(t) au moyen d'une troisième unité de sommation (202) à laquelle est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une troisième unité de formation de valeur moyenne (201) une accélération horizontale orthogonale à la direction du vol ay(t), accélération qui est appliquée à un second intégrateur (203) monté à la suite pour le calcul d'une vitesse v"y(t) qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une quatrième unité de formation de valeur moyenne (204) à une quatrième unité de sommation (205) pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne v'y(t), qui est appliquée de son côté à un troisième intégrateur (206) monté à la suite pour le calcul de la dérive latérale p'y(t), qui est O10 appliquée directement et par l'intermédiaire d'une cinquième unité de formation de valeur moyenne (207) à une cinquième unité de sommation (208) pour produire la dérive latérale sans valeur moyenne pyimu(t); comprenant un dispositif (30) pour le calcul d'une dérive verticale PZimu(t) dans lequel est formée une accélération exempte de valeur moyenne a'z(t) au moyen d'une sixième unité de sommation (301) à laquelle est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une sixième unité de sommation (301) une accélération verticale az(t), qui est appliquée à un quatrième intégrateur (303) monté à la suite pour le calcul d'une accélération verticale v"z(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une septième unité de formation de valeur moyenne (304) à une septième unité de sommation (305) pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne v'z(t), qui est appliquée à un cinquième intégrateur (306) monté à la suite pour le calcul d'une dérive verticale p'z(t), qui est appliquée directement et par l'intermédiaire d'une huitième unité de formation de valeur moyenne (307) à une huitième unité de sommation (308) pour produire la dérive verticale exempte de valeur moyenne PZimu(t); comprenant un dispositif (50) pour le calcul d'une vitesse corrigée vXkorr(t) dans la direction du vol, dans lequel (40) est calculée au moyen d'une neuvième unité de sommation (401) à partir de la vitesse vers l'avant vXimu(t) et à partir d'une vitesse vers l'avant mesurée vXaux(t) une vitesse différentielle nvx(t), à partir de laquelle sont formées dans une première unité d'évaluation (42) montée à la suite et au moyen de la méthode connue en soi du plus petit carré l'accélération aXo dans la direction du vol et une vitesse vXo dans la direction du vol, alors qu'ensuite le signal d'accélération évalué axo est appliqué à un sixième intégrateur (403) monté à la suite pour produire la vitesse évaluée vx, qui est de son côté ajoutée dans une dixième unité de somation (404) au signal de vitesse évaluée vXo, ce qui permet d'obtenir un terme vxfit(t) pour la correction de la vitesse dans la direction du vol, qui est de son côté ajouté dans une onzième unité de sommation (405) au signal de vitesse vXimu(t) dans la direction du vol, ce qui permet de générer la vitesse corrigée VXkorr(t) en direction de l'avant; comprenant un dispositif pour le calcul de la dérive latérale corrigée PYkorr(t) orthogonalement à la direction du vol, dans lequel (50) est calculée au moyen d'une douzième unité de sommation (501) à laquelle sont appliqués en tant que signaux d'entrée la dérive latérale pyimu(t) et une dérive latérale mesurée PYaux(t) la position différentielle z/\py(t), à partir de laquelle sont formées dans une deuxième unité (52) disposée à la suite et au moyen de la méthode connue en soi du plus petit carré une accélération constante évaluée ayo/2, une vitesse constante évaluée vyo transversale à la direction du vol ainsi qu'une dérive constante évaluée pyo parallèle à la direction du vol, alors qu'ensuite le signal aYo est appliqué après une multiplication par 2 dans une unité de multiplication (58) à un septième intégrateur (503) monté à la suite, à la sortie duquel apparaît la vitesse vyl qui est appliquée à un huitième intégrateur (504) pour produire la position PY2, puis le signal de sortie vyo de l'unité d'évaluation (502) correspondant à la vitesse évaluée dans le direction du vol est appliquée à un neuvième intégrateur (505), dans lequel est calculée une dérive linéaire évaluée transversalement à la direction du vol ^yl(t), le signal pyl(t) étant ensuite appliqué avec les signaux de sortie ^y2(t) et Ayo des intégrateurs (504 ou 505) à une treizième unité de sommation (506) dans laquelle un terme pyfit(t) est produit pour la correction de la dérive latérale, lequel terme est ajouté dans une quatorzième unité de sommation (507) au signal d'entrée pyimu(t) du dispositif (50) et qui correspond à une dérive latérale, d'o est générée la position Pykorr(t), et comprenant un dispositif (60) pour le calcul d'une altitude de vol corrigée PZkorr(t) au-dessus du sol, dans lequel (60) est calculée la différence de position Lpz(t) au moyen d'une quinzième unité de sommation (601) à laquelle sont appliqués en tant que signaux d'entrée l'altitude de vol PZimu(t) et une altitude de vol mesurée PZaux(t) au- dessus du sol, position différentielle à partir de laquelle sont formées dans une troisième unité d'évaluation (602) disposée à la suite et selon la méthode connue en soi du plus petit carré une accélération verticale évaluée âzo/2, une vitesse verticale évaluée Zo ainsi qu'une altitude de vol constante évaluée PZO au-dessus du sol, alors qu'ensuite le signal aZo/2 est appliqué après une multiplication par 2 dans une unité de multiplication (608) montée à la suite en tant que signal âaZO à un dixième intégrateur (603) disposé à la suite, dont le signal vZ1(t) correspondant à une vitesse verticale évaluée est appliqué à un onzième intégrateur (604) à la sortie duquel est appliquée une position pz2/2 au-dessus du sol, le
A
signal vZo qui correspond à la vitesse verticale évaluée étant appliqué à un douzième intégrateur (605) dans lequel est calculée l'altitude de vol évaluée pZl(t) au-dessus du sol, lequel signal pz1(t) est ajouté aux signaux de sortie $z2(t) et ^Zl(t) des intégrateurs (604 ou 605) dans une seizième unité de sommation (606), ce qui permet d'obtenir un terme pZfit(t) pour la correction de l'altitude de vol au-dessus du sol, lequel terme est ajouté dans une seizième unité de sommation (607) du dispositif (60) au signal d'entrée PZimu(t) correspondant à l'altitude de vol, ce qui génère finalement l'altitude de vol corrigée PZkorr(t) au-dessus du sol.
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