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WO2010122136A1 - Procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur et système de navigation inertielle associé - Google Patents

Procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur et système de navigation inertielle associé Download PDF

Info

Publication number
WO2010122136A1
WO2010122136A1 PCT/EP2010/055420 EP2010055420W WO2010122136A1 WO 2010122136 A1 WO2010122136 A1 WO 2010122136A1 EP 2010055420 W EP2010055420 W EP 2010055420W WO 2010122136 A1 WO2010122136 A1 WO 2010122136A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
carrier
inertial
state
inaccuracy
navigation
Prior art date
Application number
PCT/EP2010/055420
Other languages
English (en)
Inventor
Simon Gavillet
Original Assignee
Sagem Defense Securite
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Sagem Defense Securite filed Critical Sagem Defense Securite
Publication of WO2010122136A1 publication Critical patent/WO2010122136A1/fr

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—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
    • 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
    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices

Definitions

  • the invention relates to inertial navigation in a carrier.
  • the method relates to a method, and a system configured to perform the method, of determining inertial navigation parameters of a carrier implemented while the carrier is traveling on a substantially flat surface, such as an airplane on a runway.
  • the method comprising an inertial measurement step which may comprise an inertial error which leads to inaccurately estimate said parameters.
  • An inertial navigation system mounted on a carrier comprises, in known manner, accelerometers - generally three - each measuring the acceleration of the carrier along an axis, and gyrometers - generally three - each measuring the angular velocity of the carrier about an axis. .
  • Inertial measurements have errors that, if not corrected, are reflected in the navigation settings. This is called inertial drift.
  • Bearer position coordinates estimated from the inertial measurements can be very far from reality after a certain integration time.
  • the measurement errors of a sensor can come from a bias or scale factor, which will be referred to as "inertial errors”.
  • the state that one seeks to estimate also includes the inertial errors, so that one can estimate the defects and compensate for them by a resetting step.
  • Hybridization For this purpose, it is known to use a hybridization between the estimated state and auxiliary data. To do this, all or part of the estimated state is compared with data from an auxiliary source to the inertial navigation system. Hybridization thus makes it possible to estimate inertial errors and to recalibrate the navigation parameters, which reduces the inertial drift and improves the performance of the system.
  • the comparison and registration are known to those skilled in the art and can be performed, for example, using a Kalman filter.
  • a conventional and efficient method of alignment is to perform a stop hybridization, using the zero velocity of the aircraft as auxiliary data.
  • auxiliary systems are then used to obtain auxiliary data necessary for hybridization.
  • auxiliary systems are known from the prior art, and include, for example, GNSS devices, or baro-altimeters.
  • GNSS devices for example, GNSS devices, or baro-altimeters.
  • baro-altimeters for example, baro-altimeters.
  • - GNSS devices may be the target of interference, in which case the navigation system can no longer reliably exploit these data;
  • ancillary data from auxiliary systems is highly imprecise because it is highly noisy, even as the standards on the accuracy of navigation systems are becoming more stringent.
  • sensors in auxiliary systems must be certified to a certain level of safety.
  • Patent application FR 2 878 954 proposes a hybridization solution in motion that does not require an auxiliary system.
  • the invention described in this document is based on a kinematic model with variable parameters.
  • the kinematic model provides auxiliary data in a direction determined automatically according to the state estimated by the state model.
  • the auxiliary data are sensitive to contact between the wearer and the ground. The sliding of the carrier relative to the ground is then detrimental to the performance of the system.
  • the invention aims to overcome at least one of the aforementioned drawbacks, and aims more precisely to limit the divergence of the inertial navigation system to maintain performance and safety conditions required for takeoff.
  • the invention proposes a method for determining inertial navigation parameters of a carrier, comprising steps of:
  • inertial measurements of carrier displacement possibly comprising inertial errors, estimation of a state comprising the inertial navigation parameters and the inertial errors, the method being characterized in that it comprises the following steps, implemented while the wearer moves on a substantially flat surface whose uncertainty on the flatness is limited by a known upper bound:
  • the navigation parameter according to the vertical component is a vertical speed
  • the predetermined auxiliary datum is a zero vertical speed
  • the inaccuracy is further determined according to an instantaneous speed of the carrier obtained from the navigation parameters. estimated
  • the navigation parameter according to the vertical component is a vertical position, and in which the predetermined auxiliary datum is a constant vertical position,
  • the method further comprises a ground maintenance test step comprising a comparison of an instantaneous speed of the carrier obtained from estimated navigation parameters with a predetermined threshold speed, the test being negative if the instantaneous speed is greater than the threshold speed, in which case the steps of comparison, inaccuracy determination and state registration are not implemented,
  • the steps are repeated iteratively, the recalibrated state of an iteration serving to estimate the state of the next iteration.
  • the invention also proposes an inertial navigation system intended to be embedded in a carrier, comprising:
  • means for estimating a state comprising inertial navigation parameters of the carrier and the inertial errors, means for comparing a navigation parameter according to the vertical component with a predetermined auxiliary datum, intended to provide a comparison result, and
  • the system according to the second aspect of the invention is advantageously completed by means for implementing the method according to the first aspect of the invention.
  • the invention has many advantages.
  • the invention makes it possible to use all the phases that precede takeoff in order to continue the alignment phase without necessarily requiring additional sensors to be loaded onto the aircraft.
  • This eliminates the disadvantages of GNSS (interference) and baro-altimeters (sensitivity to weather conditions).
  • GNSS interference
  • baro-altimeters sensitivity to weather conditions.
  • no information on the trajectory or the quality of the contact between the carrier and the ground is necessary. It is sufficient for the carrier to move on a substantially flat surface, of which an upper bound of the flatness error is known.
  • the inaccuracy of the auxiliary data for a hybridization in motion according to the invention is lower than in the solutions of the prior art.
  • the navigation system according to the invention is likely to have good performance - satisfying safety standards - with sensors of lower quality than those currently used.
  • the invention makes it possible to reduce the cost of an inertial navigation system while complying with safety standards.
  • the invention makes it possible with equal sensor quality, to increase the performance of existing navigation systems.
  • error on the flatness between two points is the ratio between the difference in their respective heights - with respect to a reference height - over their distance.
  • error on the flatness of a surface means the maximum error on the flatness between any pair of points of this surface.
  • the system according to the second aspect of the invention is intended to be embedded in a carrier whose parameters are to be estimated.
  • inertial navigation which carrier may be caused to move on a surface whose error of flatness is limited by a known ⁇ upper bound.
  • the invention relates to the determination of inertial navigation parameters of an aircraft moving on an airport runway, an error of flatness of the runway being limited by an upper bound imposed by the construction standards, therefore known. In the case of airport runways, this increase is generally less than 1%.
  • a method for determining inertial navigation parameters of a carrier comprises a step of carrying out carrier movement inertial measurements S1, the measurements which may include inertial errors, and an estimation step S2 of a state including the inertial navigation parameters and the inertial errors.
  • the measurements can be made by accelerometers and gyrometers or gyroscopes, or by any means of inertial measurements known to those skilled in the art.
  • the estimation is carried out in a conventional manner by resolution of a differential system on the state, given by a state model known from the state of the art, by an estimation means, for example a processor.
  • the invention proposes a hybridization with an auxiliary data to limit an inertial drift due to an integration of the inertial errors.
  • the method according to the invention comprises for this purpose:
  • auxiliary data is meant data that does not come from inertial measurements or the state model, and "predetermined auxiliary data” an auxiliary data independent of the movement of the carrier.
  • a parameter is chosen according to the vertical component, precisely because the wearer is caused to move on a substantially flat surface.
  • the vertical components of the movement (speed, position) of the carrier are known and can be predetermined auxiliary data.
  • the method according to the invention also comprises a step of resetting S5 of the state as a function of the comparison S3 and the inaccuracy R determined during the step S4.
  • the comparison between the navigation parameter according to the vertical component and the auxiliary data is thus used, taking into account the inaccuracy R corresponding to the auxiliary data, to reset the state.
  • Step S5 may be performed by any registration means known to those skilled in the art.
  • the registration step S4 can be performed using a Kalman filter.
  • the step S5 comprises a substep of determining a gain matrix as a function of the estimated state and of the inaccuracy R, and a substep of resetting the state as a function of the gain matrix and comparison.
  • the navigation parameter according to the vertical component is a vertical speed of the carrier.
  • the corresponding auxiliary data Y is zero vertical speed, the carrier being caused to move on a substantially flat surface.
  • the inaccuracy on the auxiliary data Y of zero vertical speed is 0.5km / h, ie 0.14m / s.
  • auxiliary data of vertical speed obtained by a GPS-type auxiliary system have an inaccuracy of the order of 0.7 m / s (at 3 sigma).
  • the navigation parameter according to the vertical component is a vertical position.
  • the corresponding auxiliary data Y is a constant vertical position, that is to say the height of the inertial navigation system performing the measurements (step S1) relative to the flat surface.
  • auxiliary data of vertical position obtained by an auxiliary system of the baro-altimeter type have an inaccuracy of the order of 6m.
  • the method comprises an SO ground support test step of the carrier.
  • This test is particularly useful in the case of a carrier likely to take off from the surface, such as an airplane on an airport runway.
  • the invention is particularly advantageous for a wearer moving on a flat surface, it loses its interest if the wearer has taken off from the surface since the auxiliary data Y is determined to correspond to a movement of the wearer on this surface (zero vertical speed, fixed vertical position).
  • the invention provides a threshold speed of the wearer beyond which the wearer is considered to have taken off from the surface, the predetermined auxiliary data Y then being no longer reliable.
  • the step SO thus comprises a comparison of the speed V with a predetermined threshold speed, the grounding test being negative if the speed V is greater than the threshold speed. In this case, steps S3, S4 and S5 are not implemented.
  • the threshold speed is predetermined according to the size and shape of the carrier on which the navigation system according to this variant of the invention is intended to be embedded.
  • the threshold speed can be predetermined at about 100km / h.
  • the process steps are repeated iteratively.
  • the estimation step S2 is generally performed by solving a differential system of the state involving integrations of the navigation parameters.
  • the integrations can be carried out by any discrete integration method known to those skilled in the art.
  • the integrations may be carried out by means of the rectangles method, by Crank-Nicholson method, or by Runge-Kutta method.
  • integration during an iteration of the steps of the method according to the invention can use the recalibrated state during step S5 of the previous iteration.
  • the estimated state is calculated from the recaled state - closer to reality - which improves the performance of the system according to the second aspect of the invention.

Landscapes

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  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
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  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
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Abstract

Procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur, comprenant des étapes de : - réalisation de mesures inertielles (S1 ) de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles, - estimation (S2) d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, mises en oeuvre alors que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane dont une incertitude sur la planéité est limitée par un majorant (d) connu : - comparaison (S3) d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée (Y), - détermination (S4) d'une imprécision (R) associée à ladite donnée auxiliaire (Y) en fonction du majorant (d) connu, et - recalage (S5) dudit état en fonction de la comparaison (S3) et de l'imprécision (R).

Description

PROCEDE DE DETERMINATION DE PARAMETRES DE NAVIGATION INERTIELLE D'UN PORTEUR ET SYSTÈME DE NAVIGATION INERTIELLE ASSOCIÉ
5 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L'invention concerne la navigation inertielle dans un porteur.
Plus précisément, elle concerne un procédé, et un système configuré pour réaliser le procédé, de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur mis en œuvre alors que le porteur se déplace sur une 10 surface sensiblement plane, comme un avion sur une piste d'aéroport, le procédé comprenant une étape de mesures inertielles pouvant comprendre une erreur d'inertie qui conduit à estimer de façon inexacte lesdits paramètres.
15 ETAT DE L'ART
Un système de navigation inertielle embarqué sur un porteur comprend de manière connue des accéléromètres - généralement trois - mesurant chacun l'accélération du porteur selon un axe, et des gyromètres - 20 généralement trois - mesurant chacun la vitesse angulaire du porteur autour d'un axe.
A partir de ces mesures inertielles, on estime, par résolution d'un système différentiel donné par un modèle d'état connu de l'art antérieur, un état 25 comprenant les paramètres de navigation du porteur : coordonnées de vitesse et de position dans un repère prédéterminé, et orientation et vitesse angulaire par rapport à une référence.
La résolution du système différentiel met en œuvre des étapes d'intégration
30 des mesures inertielles. Les mesures inertielles comportent des erreurs qui, si elles ne sont pas corrigées, se retrouvent ainsi dans les paramètres de navigation. On parle alors de dérive inertielle. En particulier, les coordonnées de position du porteur estimées à partir des mesures inertielles peuvent être très éloignées de la réalité après un certain temps d'intégration.
Les erreurs de mesures d'un capteur peuvent provenir d'un biais ou d'un facteur d'échelle, que l'on désignera par la suite comme « erreurs inertielles ».
On cherche alors à estimer les erreurs inertielles des différents capteurs du système de navigation et à les compenser par recalage des paramètres de navigation au cours d'un processus dit « d'alignement » du système.
De manière classique, l'état que l'on cherche à estimer comprend également les erreurs inertielles, de sorte que l'on puisse estimer les défauts et les compenser par une étape de recalage.
A cet effet, il est connu d'utiliser une hybridation entre l'état estimé et des données auxiliaires. On compare pour ce faire tout ou partie de l'état estimé avec des données provenant d'une source auxiliaire au système de navigation inertielle. L'hybridation permet ainsi d'estimer les erreurs inertielles et de recaler les paramètres de navigation, ce qui diminue la dérive inertielle et améliore la performance du système.
La comparaison et le recalage sont connus de l'homme de l'art et réalisables, par exemple, à l'aide d'un filtre de Kalman.
Un procédé classique et efficace d'alignement consiste à effectuer une hybridation à l'arrêt, en utilisant la vitesse nulle de l'avion comme donnée auxiliaire.
Cette hybridation dite « à vitesse nulle » n'est bien sur pas réalisable lorsque l'avion se met en mouvement pour le décollage ni en vol. Or, le trafic aérien impose de plus en plus de contraintes sur la disponibilité des systèmes de navigation, ce qui implique une diminution du temps disponible pour l'alignement.
En outre, la performance de l'hybridation à vitesse nulle est limitée au point où on ne peut plus découpler les défauts inertiels des différents capteurs.
Lorsque le porteur est en mouvement, on a alors recours à des systèmes auxiliaires pour obtenir des données auxiliaires nécessaires à l'hybridation.
De tels systèmes auxiliaires sont connus de l'art antérieur, et comprennent par exemple des dispositifs GNSS, ou des baro-altimètres. En plus de l'inconvénient d'embarquer un système auxiliaire sur le porteur, les solutions précédentes comportent des difficultés propres, à savoir :
- les dispositifs GNSS peuvent être la cible de brouillages, auquel cas le système de navigation ne peut plus exploiter ces données de manière fiable ;
- les baro-altimètres sont sensibles aux conditions météorologiques, alors que les modèles d'atmosphère sont peu précis.
En outre, les données auxiliaires provenant de systèmes auxiliaires sont fortement imprécises car fortement bruitées, alors même que les normes sur la précision des systèmes de navigation sont de plus en plus strictes.
De plus, les capteurs des systèmes auxiliaires doivent être certifiés à un certain niveau de sécurité.
La demande de brevet FR 2 878 954 propose une solution d'hybridation en mouvement ne requérant pas de système auxiliaire. L'invention décrite dans ce document est basée sur un modèle cinématique à paramètres variables.
Le modèle cinématique fournit une donnée auxiliaire dans une direction déterminée automatiquement en fonction de l'état estimé par le modèle d'état.
Cette hybridation dépend donc fortement de la trajectoire du porteur du système de navigation inertiel.
En particulier sur une surface plane, les données auxiliaires sont sensibles au contact entre le porteur et le sol. Le glissement du porteur par rapport au sol est alors néfaste aux performances du système.
PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention a pour objectif de pallier au moins un des inconvénients précités, et vise plus précisément à limiter la divergence du système de navigation inertielle afin de maintenir des conditions de performance et de sécurité requises pour le décollage. A cet effet, l'invention propose selon un premier aspect un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur, comprenant des étapes de :
- réalisation de mesures inertielles de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles, - estimation d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, mises en œuvre alors que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane dont une incertitude sur la planéité est limitée par un majorant connu :
- comparaison d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée, - détermination d'une imprécision associée à ladite donnée auxiliaire en fonction du majorant connu, et
- recalage dudit état en fonction de la comparaison et de l'imprécision.
Le procédé selon l'invention est avantageusement complété par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- le paramètre de navigation selon la composante verticale est une vitesse verticale, la donnée auxiliaire prédéterminée est une vitesse verticale nulle, et dans lequel l'imprécision est en outre déterminé en fonction d'une vitesse instantanée du porteur obtenue à partir des paramètres de navigation estimés,
- le paramètre de navigation selon la composante verticale est une position verticale, et dans lequel la donnée auxiliaire prédéterminée est une position verticale constante,
- le procédé comprend en outre une étape de test de maintien au sol comprenant une comparaison d'une vitesse instantanée du porteur obtenue à partir de paramètres de navigation estimés avec une vitesse seuil prédéterminée, le test étant négatif si la vitesse instantanée est supérieure à la vitesse seuil, auquel cas les étapes de comparaison, détermination de l'imprécision et de recalage de l'état ne sont pas mises en œuvre,
- les étapes sont répétées de manière itérative, l'état recalé d'une itération servant à l'estimation de l'état de l'itération suivante.
L'invention propose également selon un deuxième aspect un système de navigation inertielle destiné à être embarqué dans un porteur, comprenant :
- des moyens de mesures inertielles de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles,
- des moyens d'estimation d'un état comprenant des paramètres de navigation inertielle du porteur et les erreurs inertielles, - des moyens de comparaison d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée, destinés à fournir un résultat de comparaison, et
- des moyens de détermination d'une imprécision associée à ladite donnée auxiliaire en fonction d'un majorant connu d'une incertitude sur la planéité d'une surface sur laquelle le porteur est amené à se déplacer, et
- des moyens de recalage dudit état en fonction du résultat de comparaison et de l'imprécision.
Le système selon le deuxième aspect de l'invention est avantageusement complété par des moyens de mise en œuvre du procédé selon le premier aspect de l'invention.
L'invention présente de nombreux avantages. L'invention permet d'utiliser toutes les phases qui précèdent le décollage afin de poursuivre la phase d'alignement sans pour autant nécessiter d'embarquer des capteurs supplémentaires sur l'avion. On s'affranchit ainsi des inconvénients propres aux dispositifs GNSS (brouillage) et aux baroaltimètres (sensibilité aux conditions météorologiques). Par ailleurs, dans le cadre de l'invention, aucune information sur la trajectoire ou la qualité du contact entre le porteur et le sol n'est nécessaire. Il suffit que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane, dont un majorant de l'erreur de planéité est connu. En outre, l'imprécision des données auxiliaires pour une hybridation en mouvement selon l'invention est plus faible que dans les solutions de l'art antérieur.
Enfin, le système de navigation selon l'invention est susceptible de présenter de bonnes performances - satisfaisant aux normes de sécurités - avec des capteurs de qualité moindre que ceux actuellement utilisés. Ainsi, l'invention permet de diminuer le coût d'un système de navigation inertiel tout en respectant les normes de sécurité. Parallèlement, l'invention permet, à qualité de capteurs égale, d'augmenter les performances de systèmes de navigation existants.
L'invention peut être utilisée en complément des solutions déjà proposées par l'art antérieur. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard de la figure unique annexée, laquelle représente, sous la forme d'un schéma bloc, un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur selon un mode de réalisation de l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
II est fait référence au schéma de la figure 1 , sur lequel les blocs et flèches en trait plein correspondent à un premier mode de réalisation du procédé selon le premier aspect de l'invention, et les blocs et flèches en trait pointillé correspondent à d'autres modes de réalisation possibles du procédé selon le premier aspect de l'invention.
Dans la suite, on entend par « erreur sur la planéité entre deux points » d'une surface le rapport entre l'écart de leurs hauteurs respectives - par rapport à une hauteur de référence - sur leur distance.
Ainsi, entre deux points situés à des hauteurs respectives de 1.05m et 0.95m - par rapport au niveau de la mer - et distants de 10m, l'erreur sur la planéité est de 1 %,
On entend par ailleurs par « erreur sur la planéité d'une surface » l'erreur maximale sur la planéité entre tout couple de points de cette surface.
Le système selon le deuxième aspect de l'invention est destiné à être embarqué dans un porteur dont on cherche à estimer des paramètres de navigation inertielle, lequel porteur peut être amené à se déplacer sur une surface dont l'erreur de la planéité est limitée par un majorant δ connu.
Par exemple, l'invention concerne la détermination de paramètres de navigation inertielle d'un avion se déplaçant sur une piste d'aéroport, une erreur de planéité de la piste étant limitée par un majorant imposé par les normes de construction, donc connu. Dans le cas de pistes d'aéroport, ce majorant est généralement inférieur à 1 %.
En référence à la figure 1 , un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur selon un premier mode de réalisation possible du premier aspect de l'invention comprend une étape de réalisation de mesures inertielles S1 de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles, et une étape d'estimation S2 d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles.
Les mesures peuvent être réalisées par des accéléromètres et des gyromètres ou des gyroscopes, ou encore par tout moyen de mesures inertielles connu de l'homme de l'art. L'estimation est réalisée de manière classique par résolution d'un système différentiel sur l'état, donné par un modèle d'état connu de l'état de l'art, par un moyen d'estimation, par exemple un processeur.
L'invention propose une hybridation avec une donnée auxiliaire pour limiter une dérive inertielle due à une intégration des erreurs inertielles.
Le procédé selon l'invention comprend à cet effet :
- une étape de comparaison S3 d'un paramètre de navigation selon la composante verticale, estimé au cours de l'étape S2, avec une donnée auxiliaire prédéterminée Y, et
- une étape de détermination S4 d'une imprécision R associée à la donnée auxiliaire Y, en fonction du majorant δ. On entend par « donnée auxiliaire » une donnée qui ne provient ni des mesures inertielles ni du modèle d'état, et par «donnée auxiliaire prédéterminée » une donnée auxiliaire indépendante du déplacement du porteur.
On choisit un paramètre selon la composante verticale, justement parce que le porteur est amené à se déplacer sur une surface sensiblement plane. Ainsi, à l'erreur de planéité près, les composantes verticales du mouvement (vitesse, position) du porteur sont connues et peuvent constituer des données auxiliaires prédéterminées.
Le procédé selon l'invention comprend encore une étape de recalage S5 de l'état en fonction de la comparaison S3 et de l'imprécision R déterminée au cours de l'étape S4.
La comparaison entre le paramètre de navigation selon la composante verticale et la donnée auxiliaire est ainsi utilisée, en tenant compte de l'imprécision R correspondant à la donnée auxiliaire, pour recaler l'état.
L'étape S5 peut être réalisée par tout moyen de recalage connu de l'homme de l'art.
A titre d'exemple non limitatif, l'étape de recalage S4 peut réalisée à l'aide d'un filtre de Kalman.
Dans ce cas, l'étape S5 comprend une sous-étape de détermination d'une matrice de gains en fonction de l'état estimé et de l'imprécision R, et une sous-étape de recalage de l'état en fonction de la matrice de gain et de la comparaison. Selon un mode de réalisation de l'invention, le paramètre de navigation selon la composante verticale est une vitesse verticale du porteur. La donnée auxiliaire Y correspondante est une vitesse verticale nulle, le porteur étant amené à se déplacer sur une surface sensiblement plane.
L'imprécision R sur la donnée Y est déterminée par projection d'une vitesse instantanée estimée du porteur selon la composante verticale, selon la formule : R=δ *V, où V est une vitesse instantanée du porteur calculée à partir des coordonnées de vitesse estimées du porteur.
On va maintenant donner un exemple numérique de l'imprécision sur la donnée auxiliaire dans le cadre de l'invention, dans le cas d'un avion se déplaçant à une vitesse instantanée de 50km/H sur la surface d'une piste d'aéroport dont l'erreur sur la planéité est limitée par 1 %,
L'imprécision sur la donnée auxiliaire Y de vitesse verticale nulle est de 0.5km/h, soit 0.14m/s.
Par comparaison, les données auxiliaires de vitesse verticale obtenues par un système auxiliaire de type dispositif GPS ont une imprécision de l'ordre de 0.7m/s (à 3 sigma).
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, le paramètre de navigation selon la composante verticale est une position verticale. La donnée auxiliaire Y correspondante est une position verticale constante, c'est-à-dire la hauteur du système de navigation inertielle réalisant les mesures (étape S1 ) par rapport à la surface plane.
L'imprécision R sur la donnée Y est déterminée par intégration de l'imprécision sur la vitesse verticale sur une période T du filtre de Kalman, soit R=δ *V*T. On va maintenant donner un exemple numérique de l'imprécision sur la donnée auxiliaire dans le cadre de l'invention, dans le cas d'un avion se déplaçant à une vitesse instantanée de 50km/H sur la surface d'une piste d'aéroport dont l'erreur sur la planéité est limitée par 1 %, la période du filtre de Kalman étant de 4s.
L'imprécision sur la donnée auxiliaire Y de position verticale constante est de 0.56m.
Par comparaison, les données auxiliaires de position verticale obtenues par un système auxiliaire de type baro-altimètre ont une imprécision de l'ordre de 6m.
Selon une variante de l'invention, le procédé comprend une étape de test SO de maintien au sol du porteur.
Ce test est particulièrement utile dans le cas d'un porteur susceptible de décoller de la surface, comme un avion sur une piste d'aéroport.
En effet, si l'invention est particulièrement avantageuse pour un porteur se déplaçant sur une surface plane, elle perd de son intérêt si le porteur a décollé de la surface puisque la donnée auxiliaire Y est déterminée pour correspondre à un déplacement du porteur sur cette surface (vitesse verticale nulle, position verticale fixe).
A cet effet, l'invention prévoit une vitesse seuil du porteur au-delà de laquelle le porteur est considéré comme ayant décollé de la surface, la donnée auxiliaire Y prédéterminée n'étant alors plus fiable.
L'étape SO comprend ainsi une comparaison de la vitesse V avec une vitesse seuil prédéterminée, le test de maintien au sol étant négatif si la vitesse V est supérieure à la vitesse seuil. Dans ce cas, les étapes S3, S4 et S5 ne sont pas mises en œuvre.
Préférentiellement, la vitesse seuil est prédéterminée en fonction de la taille et de la forme du porteur sur lequel le système de navigation selon cette variante de l'invention est destiné à être embarqué.
A titre d'exemple, pour un porteur du type avion de transport civil, la vitesse seuil peut être prédéterminée à environ 100km/h.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, les étapes du procédé sont répétées de manière itérative.
L'étape d'estimation S2 est généralement réalisée par résolution d'un système différentiel de l'état mettant en jeu des intégrations des paramètres de navigation.
Dans le cadre de l'invention, les intégrations peuvent être réalisées par toute méthode d'intégration discrète connue de l'homme de l'art.
A titre d'exemple non limitatif, les intégrations peuvent être réalisées par méthode des rectangles, par méthode de Crank-Nicholson, ou par méthode de Runge-Kutta.
Selon cette variante de l'invention, une intégration au cours d'une itération des étapes du procédé selon l'invention peut utiliser l'état recalé au cours de l'étape S5 de l'itération précédente.
Ainsi, l'état estimé est calculé à partir de l'état recalé - plus proche de la réalité - ce qui permet d'améliorer les performances du système selon le deuxième aspect de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur, comprenant des étapes de : - réalisation de mesures inertielles (S1 ) de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles,
- estimation (S2) d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, mises en œuvre alors que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane dont une incertitude sur la planéité est limitée par un majorant (δ) connu :
- comparaison (S3) d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée (Y), - détermination (S4) d'une imprécision (R) associée à ladite donnée auxiliaire (Y) en fonction du majorant (δ) connu, et
- recalage (S5) dudit état en fonction de la comparaison (S3) et de l'imprécision (R).
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel le paramètre de navigation selon la composante verticale est une vitesse verticale, la donnée auxiliaire prédéterminée (Y) est une vitesse verticale nulle, et dans lequel l'imprécision (R) est en outre déterminé (S4) en fonction d'une vitesse instantanée (V) du porteur obtenue à partir des paramètres de navigation estimés (S2).
3. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel le paramètre de navigation selon la composante verticale est une position verticale, et dans lequel la donnée auxiliaire prédéterminée (Y) est une position verticale constante.
4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre une étape de test (SO) de maintien au sol comprenant une comparaison d'une vitesse instantanée (V) du porteur obtenue à partir de paramètres de navigation estimés (S2) avec une vitesse seuil prédéterminée, le test étant négatif si la vitesse instantanée est supérieure à la vitesse seuil, auquel cas les étapes de comparaison (S3), détermination (S4) de l'imprécision et de recalage (S5) de l'état ne sont pas mises en œuvre.
5. Procédé selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les étapes sont répétées de manière itérative, l'état recalé (S5) d'une itération servant à l'estimation (S2) de l'état de l'itération suivante.
6. Système de navigation inertielle destiné à être embarqué dans un porteur, comprenant :
- des moyens de mesures inertielles de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles,
- des moyens d'estimation d'un état comprenant des paramètres de navigation inertielle du porteur et les erreurs inertielles, - des moyens de comparaison d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée (Y), destinés à fournir un résultat de comparaison, et
- des moyens de détermination d'une imprécision (R) associé à ladite donné auxiliaire en fonction d'un majorant (δ) connu d'une incertitude sur la planéité d'une surface sur laquelle le porteur est amené à se déplacer, et
- des moyens de recalage dudit état en fonction du résultat de comparaison et de l'imprécision (R).
7. Système selon la revendication précédente, comprenant en outre des moyens de mise en œuvre du procédé selon l'une des revendications 1 à 5.
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