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WO2023078987A1 - Systeme de navigation a coeurs inertiels pivotants - Google Patents

Systeme de navigation a coeurs inertiels pivotants Download PDF

Info

Publication number
WO2023078987A1
WO2023078987A1 PCT/EP2022/080660 EP2022080660W WO2023078987A1 WO 2023078987 A1 WO2023078987 A1 WO 2023078987A1 EP 2022080660 W EP2022080660 W EP 2022080660W WO 2023078987 A1 WO2023078987 A1 WO 2023078987A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
inertial
cores
navigation
navigation system
rotation
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/080660
Other languages
English (en)
Inventor
Etienne Brunstein
Julien HALIOUA
Rémi ERNOULD
Simon SUBIAS
Original Assignee
Safran Electronics & Defense
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 Safran Electronics & Defense filed Critical Safran Electronics & Defense
Priority to AU2022383486A priority Critical patent/AU2022383486B2/en
Priority to US18/706,653 priority patent/US20250052579A1/en
Priority to EP22812616.5A priority patent/EP4426998A1/fr
Publication of WO2023078987A1 publication Critical patent/WO2023078987A1/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
    • G01C21/166—Mechanical, construction or arrangement details of inertial navigation systems
    • 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
    • G01C21/188—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects for accumulated errors, e.g. by coupling inertial systems with absolute positioning systems

Definitions

  • the present invention relates to the field of navigation and more particularly to the field of navigation of vehicles, in particular submarines and more particularly to nuclear ballistic missile submarines (SNLE in French, better known in the United States and in NATO vocabulary under the acronym SSBN for "Submersible Ship Ballistic missiles Nuclear powered”).
  • SNLE nuclear ballistic missile submarines
  • submarines have the mission of remaining at sea for several weeks, even several months, without being spotted and to be ready, in the event that the vital interests of the Nation have been attacked by another state, to launch missiles on strategic targets of that state.
  • submarines are detectable and vulnerable when they are emerged, submarines of the aforementioned type ideally remain submerged for the entire duration of their mission.
  • This prolonged immersion has in particular the consequence that it prevents the crew of the submarine from determining its position from the position of stars or landmarks.
  • a satellite positioning system GPS, GLONASS, GALILEO, BEIDU
  • the submarine is not able to receive satellite signals when it is submerged.
  • the submarines are equipped with a navigation device comprising at least one inertial unit arranged to measure the movements of the ssoouuss--mmaarriinn.
  • the navigation device can calculate the position of the submarine at each moment of its navigation.
  • the unit comprises an inertial heart which comprises: ttrrooiiss linear inertial sensors, generally accelerometers, aligned with three axes of a measurement mark to mmeessuurreerr the specific force applied to the heart; and three angular sensors, like gyroscopes, to measure rotations of the heart relative to the inertial frame.
  • the heart is mounted on the ship by means of a gimbal mechanism comprising torque motors driven according to the measurements of the angular sensors so as to keep the orientation of the measurement reference fixed with respect to the local geographical reference.
  • the unit comprises an inertial heart (or IMU for inertial measurement unit) which is fixed by suspensions in a box directly fixed to the submarine and which comprises: three linear inertial sensors, generally accelerometers, aligned on three axes of a measuring rod to measure the specific force applied to the submarine; and three angular sensors such as gyrometers for measuring rotations of the measurement frame with respect to the inertial frame then geographical.
  • IMU inertial measurement unit
  • a localization algorithm can then calculate at any time a rotation matrix to pass from the measurement reference to the geographical reference and to project in the geographical reference the mmeessuurreess of the linear sensors which are then integrated, after compensation for the gravitational acceleration, to determine the movement of the submarine relative to the geographical reference and to deduce its position in this reference.
  • the accuracy of these control units is obviously highly dependent on the accuracy of each of the sensors that make it up.
  • the measurements provided by the sensors are affected by errors of different types (bias of the accelerometers, bias or drift of the gyrometers, scale factor error, axis misalignment of the axes of the accelerometers and of the gyrometers) that it is necessary to know to correct them.
  • most of these errors vary over time so that it is not sufficient to determine them at the factory to correct them once and for all.
  • This location information can be the known coordinates of the quay along which the submarine is located, the zero speed of the submarine at the quay, speed information from a log, or even a position from a satellite positioning system.
  • Inertial units of a mixed type comprising an inertial core of the "strapped-down" type fixed on a table carried by a rotation mechanism allowing rotation of the table about a vertical axis of rotation.
  • This architecture makes it necessary to have a very precise angle encoder on the axis of rotation to pass from the attitude provided by the control unit carried by the table to the attitude of the carrier vehicle on which the table is fixed.
  • inertial units of a mixed type comprising an inertial heart of the "strapped-down" type fixed on a table carried by a gimbal mechanism allowing rotation of the table about two axes perpendicular to each other. other.
  • the gimbal mechanism comprises motors which are controlled to bring the table into different orientations so as to temporally average the projection, in the geographical reference, of the measurement errors.
  • Such a table is however complex from a mechanical point of view and requires the use of slip rings to ensure the electrical supply of the inertial core.
  • this rotation axis architecture does not make it possible to directly know the attitude (heading, pitch, roll) of the carrier, unless you have very precise angle encoders on the axes and rotation axes whose directions are known
  • Document FR-A-2826447 discloses a navigation device comprising a navigation unit mounted on a motorized gimbal and a strapped-down type navigation unit. It is planned to perform 180° reversals of the gimbal-mounted navigation unit around two axes to cancel out the errors on average.
  • An object of the invention is to provide an inertial navigation means having a reliable structure providing relatively precise navigation data.
  • the drift Dv of the gyrometers oriented along the axis of rotation aligned with the local vertical direction Zlocal is projected on the polar axis in drift Dp equal to Dv.sin(Lat) and the drift Dn oriented along the local North axis Nlocal is projects on the local polar axis in Dn.cos(Lat).
  • the term sin(Lat) tends towards 1 near the pole so that the projected drifts on the polar axis Ap tend to increase when approaching the pole, Or, for long-duration navigation (more than a few days), the predominant error is the longitude error which corresponds to the integral, as a function of time, of the drifts of the three gyrometers projected along the polar axis Ap.
  • the drifts of the gyrometers which are projected in the equatorial plane (plane perpendicular to the polar axis Ap) generally create position and heading errors with a period of twenty-four hours which are not divergent.
  • an inertial navigation system intended to be on board a vehicle, comprising at least two first inertial cores of the linked type and two second inertial cores each integral a table mounted to pivot about an axis of rotation, the axes of rotation of the second inertial cores being angularly offset relative to each other (in other words they are not mutually parallel).
  • the system further comprises at least one electronic location calculation unit which is connected to the inertial cores and to a rotary drive motor of the table to control them and which implements at least one filtering algorithm to observe and correct a gap between positions provided by the cores.
  • the electronic unit is programmed to control the motor to cause the tables to pivot and to process measurements originating on the one hand from the second inertial cores in at least two distinct angular positions of each table and on the other hand from the first cores.
  • FIG. 9 a system is shown whose second cores are each mounted to rotate around an axis of rotation so that the second cores have rotation points R1, R2, R3 arranged to form a trihedron.
  • the axis of rotation R1 is the one whose projection on the polar axis Ap is the most unfavorable and will greatly contribute to the divergence of the longitude error while the axis of rotation R2 is the one whose the projection on the polar axis Ap is the most favorable and will contribute the least to the divergence of the longitude error.
  • the precision of the inertial cores can be improved in particular during movements of the vehicle, in particular for long duration movements, typically several days, and this under all latitudes.
  • the system includes three first inertial cores and three second inertial cores.
  • the axes of rotation of the tables form a trihedron and the trihedron preferably has a trisector extending in a vertical direction of the vehicle in the absence of roll and pitch.
  • the trisector is the line forming the same angle with all the axes of rotation.
  • the axes of rotation of the tables extend in a horizontal plane of the vehicle
  • the axes of rotation of the tables are mutually orthogonal.
  • the filtering algorithm comprises at least two Kalman filters each supplied with measurements by at least one of the first cores and at least one of the second cores.
  • the filtering algorithm comprises three Kalman filters supplied with measurements by two of the second cores or
  • the electronic navigation unit comprises at least two navigation modules which are each connected to at least one of the first cores and at least one of the second cores and which are each arranged to determine a first location of the vehicle from the measurements provided by the cores, each navigation module being associated with one of the filters; the navigation electronic unit determining a second location of the vehicle from an average of the first locations weighted according to precision information supplied by each filter.
  • the filtering algorithm comprises a filter supplied with data by the first three cores and the three second cores.
  • the precision of the second inertial cores can be improved during the initialization phase while the vehicle is stationary and the precision of the locations of the first inertial cores is improved during the navigation phase from the measurements of the second inertial cores.
  • the table is used during the navigation phase, to improve the precision of the navigation system.
  • the rotations of the table are then made with respect to the reference of the carrier vehicle.
  • the amplitude of the rotations is 180° so that, at constant heading, the errors are averaged in the geographical reference.
  • the electronic navigation unit is programmed to implement an initialization phase during which the carrier vehicle is stationary and the electronic unit controls the motors to rotate each table and processes measurements from the second inertial cores in at least two distinct angular positions of the table with a view to deducing errors therefrom, and a navigation phase during which the electronic unit compares the measurements of the first inertial cores with those of the second inertial cores during this phase to correct errors of the first cores inertials.
  • the electronic control unit is programmed to, during the navigation phase, controlling the motors to rotate the tables and processing measurements of the second inertial cores in at least two distinct angular positions of the tables in order to deduce errors therefrom.
  • FIG. 1 is a partial schematic perspective view of a submarine equipped with a navigation system according to the invention
  • Figure 2 is a schematic perspective view of such a ddee navigation system, according to a first embodiment
  • FIG. 3 is a schematic view of one of the inertial units of the navigation system according to the first embodiment
  • FIG. 4 is a partial schematic view, in perspective, of a navigation system according to a second embodiment
  • FIG. 5 is a diagram showing the architecture of part of a navigation system according to a third embodiment
  • FIG. 6 is a perspective view showing the positioning of the axes of rotation with respect to the vertical in a navigation system according to a fourth embodiment
  • FIG. 7 is a perspective view showing the positioning of the axes of rotation with respect to the vertical in a navigation system according to a fifth embodiment
  • FIG. 8 is a diagram making it possible to display the navigation errors for a navigation system according to the prior art
  • Figure 9 is a view similar to Figure 8 for the navigation system according to the invention.
  • the invention is here described in application to a submarine S partially shown in schematic form in Figure 1.
  • the submarine S is equipped with an inertial navigation system according to the invention, this system being generally designated 1.
  • the inertial navigation system 1 comprises three inertial units 1.1, 1.2, 1.3 respectively comprising a first inertial heart 10.1, 10.2, 10.3 and a second inertial core 20.1, 20.2, 20.3.
  • the first inertial core 10.1 comprises linear sensors 11x, 11y, 11z arranged along the axes X10, Y10, Z10 of a first measurement reference R10.
  • the first inertial core 10.1 also comprises angular sensors 12x, 12y, 12z arranged to measure the rotations of the measurement reference r10 with respect to uunn inertial reference.
  • the first inertial cores 10.2, 10.3 are identical to the first inertial core 10.1.
  • Each inertial core is suspended in a box to limit the shocks and vibrations felt by the sensors.
  • the linear sensors are conventional type accelerometers and the angular sensors here are vibrating resonator gyroscopes such as hemispherical resonator gyroscopes (or HRG for “Hemispherical Resonator Gyroscope”) given the desired precision, II is alternatively possible to use another type of gyrometer such as laser gyroscopes or fiber optic gyrometers.
  • vibrating resonator gyroscopes such as hemispherical resonator gyroscopes (or HRG for “Hemispherical Resonator Gyroscope”) given the desired precision, II is alternatively possible to use another type of gyrometer such as laser gyroscopes or fiber optic gyrometers.
  • the first inertial core 10.1, 1100..22, 10.3 is of the linked type (or "strapped-down") and is fixed to a wall P of the submarine S, possibly via a suspension, in such a way that the first marker measurement r10 has its first axis X10 parallel to the lubber line of the submarine S (i.e. the axis X10 is parallel to the longitudinal direction of the submarine S), its second axis Y10 perpendicular to the first axis X10 and oriented to starboard, and its third axis Z10 vertical (i.e. the Z10 axis is perpendicular to the floors of the submarine and extends vertically when pitch and roll are impaired) and facing down.
  • the first marker measurement r10 has its first axis X10 parallel to the lubber line of the submarine S (i.e. the axis X10 is parallel to the longitudinal direction of the submarine S), its second axis Y10 perpendicular to the first axis X10
  • the second inertial cco ⁇ uurr 20.1 is integral with a motorized table 30.1 mounted on the wall P to pivot around a single axis R1.
  • the second inertial core 20.1 comprises linear sensors 21x, 21y, 21z arranged along the axes X20, Y20, Z20 of a second measurement marker r20 and angular sensors 12x, 12y, 12z arranged to measure the rotations of the mmeessuurree marker r20 relative to an inertial frame.
  • the linear sensors and the angular sensors are for example of the aforementioned type.
  • the axes X20, Y20 and Z20 of the second inertial core mutually perpendicular with indifferent directions but at least one of which is substantially vertical for greater simplicity.
  • the motorized table 30.1 is associated with an electric motor making it possible to control the rotation of the table 30.1 to bring the table 30.1 into at least three angular positions around the axis R1, namely the 0° positions,
  • the inertial cores 20.2, 20.3 are identical to the inertial core 20.1 and are mounted on motorized tables 30.2, 30.3 mounted on the wall P to rotate around the axis of rotation R2, R3.
  • the axes R1, R2, R3 are inclined by approximately 54° with respect to the vertical of the submarine S (ie the perpendicular to the horizontal plane in the absence of roll and pitch of the submarine) and are at 90° from each other to form an orthogonal trihedron.
  • the linear sensors and the angular sensors of the first core 10.1, 10.2, 10.3, and the linear sensors and the angular sensors of the second core 20.1, 20.2, 20.3 are connected, respectively, to an electronic processing circuit 40.1, 40.2, 40.3 (or navigation module) which is programmed to recover the signals coming from the sensors and process them by implementing at least one localization algorithm (more commonly called inertial navigation algorithm) which is arranged to calculate in real time:
  • the second position information latitude, longitude, altitude
  • speed and attitude heading, roll and pitch angles of the inertial heart
  • the electronic processing circuits 40.1, 40.2, 40.3 are each associated with a Kalman filter which observes the difference in position between the two locations coming from the inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and 20.1, 20.2, 20.3 and which integrates in a vector of state the inertial errors of the two inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and 20.1, 20.2, 20.3 and develops a covariance matrix of the latitude and longitude estimation errors.
  • This filter also has the known absolute position and/or speed when the submarine is docked (at zero speed) or when the absolute position and absolute speed are provided by another means (for example a satellite positioning system): the absolute position and the absolute speed are grouped together under the name
  • the filter permanently observes the position deviation supplied by the two inertial cores as well as the position or speed deviation between the location information supplied by the first inertial core and the external information.
  • the two locations are looped back (ie corrected) periodically by the inertial errors estimated by the filter.
  • the electronic processing circuits 40.1, 40.2, 40.3 are connected to an electronic location calculation (or control) unit 50 to provide the latter with the first position, speed and attitude information, as well as the covariance matrix of the errors of estimated latitude and longitude.
  • an electronic location calculation (or control) unit 50 to provide the latter with the first position, speed and attitude information, as well as the covariance matrix of the errors of estimated latitude and longitude.
  • 30.1, 30.2, 30.3, are connected via the electronic processing circuits 40.1, 40.2, 40.3 to the electronic location unit 50 to be controlled by the latter.
  • the electronic location calculation unit 50 comprises a computer, such as a processor, and a memory containing a program comprising instructions arranged for the implementation of the method according to the invention.
  • the program observes the difference in position between the locations resulting from the inertial units 1.1, 1.2,
  • the method of the invention implemented during the execution of the program by the electronic unit 50 comprises an initialization (or calibration) phase and a navigation phase.
  • the vehicle is stationary and the electronic unit 50 controls the motor to rotate the tables 30.1, 30.2, 30.3 and the inertial units 1.1, 1.2, 1.3 to collect measurements made by each second inertial heart 20.1 , 20.2, 20.3 in at least two distinct angular positions (here three positions) of the table 30.1, 30.2, 30.3.
  • the electronic unit 50 is programmed to collect the measurements of the inertial units 1.1, 1.2, 1.3 and compare them to develop the navigation of the submarine S.
  • the navigation of the submarine S is based on third position information (latitude, longitude, altitude), speed and attitude (heading, roll and pitch angles of the submarine S).
  • third position information latitude, longitude, altitude
  • speed and attitude heading, roll and pitch angles of the submarine S.
  • CCeess third information on position, speed and attitude of the submarine S is obtained by calculating a weighted average of the first information on position, speed and attitude of the inertial units 1.1, 1.2, 1.3.
  • Two weighting coefficients are respectively associated with the first position, speed and attitude information of the inertial units 1.1,
  • the first weighting coefficients ⁇ 1 , ⁇ 2 , ⁇ 3 are equal to 1/3 in nominal operating mode. If one of the inertial units fails or one of the inertial units is judged to be less efficient, it is possible to modify the first weighting coefficients accordingly. For example, if the inertial unit 1.3 is faulty, the first weighting coefficient ⁇ 3 is equal to 0 and the first weighting coefficients ⁇ 1 , ⁇ 2 are equal to 1 ⁇ 2, which makes it possible to discard the measurements of the faulty inertial unit 1.3.
  • the second weighting coefficients are determined as a function of the standard deviation of the errors of each inertial unit 1.1, 1.2, 1.3 concerning the position, speed, attitude information considered. Thus, the second weighting coefficient for the longitude is so that we will have:
  • the electronic unit 50 controls the motors of the tables 30.1, 30.2, 30.3 to bring the second inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 successively into three angular positions 0°, 120° , -120° (a rotation towards one of these three positions is performed here approximately every hour).
  • the gyroscopes chosen have a very stable scale factor: it is therefore no longer necessary to identify the scale factor errors Fi during each dock alignment. There therefore remain three unknowns per equation, thus requiring three different heading values for their identification.
  • the initialization phase with the rotation around the Z axis therefore makes it possible to precisely identify the following errors (or combinations of errors) on the dock:
  • the inertial unit li precisely measures the heading rotations induced by the table and the need is to vary the heading "sufficiently" to create observability (so that the error projections change significantly from one position to another).
  • the method of the invention therefore makes it possible to identify the three gyrometer drifts (within errors of misalignment of axes for Dx and Dy) before departure at sea, which is essential to ensure a precision of location allowing navigation of several days to several weeks without position readjustment.
  • the fact that Kxy and Kyx are not dissociable is not penalizing, only the sum of the two errors will impact navigation at sea and this sum will have been identified at the quay.
  • the initialization or calibration of the inertial unit l.i is carried out by the Kalman filter of each inertial unit l.i which is arranged to model the inertia (three positions, three speeds, three attitudes) and the errors of the inertial sensors (gyrometers and accelerometers ) of the inertial unit l.i.
  • the Kalman filter ensures an observation of the position errors (latitude and longitude) provided by the inertial unit l.i thanks to the knowledge of the position of the submarine S (at dock).
  • the state matrix of the Kalman filter has knowledge of the attitude of the inertial unit (heading in particular), which enables it to trace the observable elementary errors (or groups of errors).
  • the inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 will thus be able to navigate at sea with calibrated errors (the six groups or terms of gyrometer errors and the three accelerometer biases).
  • the accuracy of the location will be optimal at the calibration latitude
  • North drift [Dx - ⁇ .sin (Lat).Kxz].cos(cap_quai)
  • the method of the invention will make it possible to improve the precision of the inertial cores 10.1, 1100..22, 10.3 by using the inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 whose precision is much better due to the initialization phase.
  • the Kalman filter can go back to the elementary errors of the first inertial heart 10.1, 10.2,
  • the hybridization provided by the Kalman filter between the two inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and 20.1, 20.2, 20.3 makes it possible to complete the calibration of the first inertial core 10.1, 10.2, 10.3 whose intrinsic precision will improve while browsing.
  • the Kalman filter to be effective, is preferably arranged to include in its error model the errors of the two inertias (position, speed, attitudes) and the errors of the inertial sensors of each of the inertias, as well as the common contributors ( marine currents, gravity anomalies, etc.).
  • the first inertial core 10.1, 10.2, 10.3 will approach the level of accuracy of the second inertial core 20.1, 20.2, 20.3.
  • the errors increasing: in the long term, the position obtained with the two inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and 20.1,
  • the speed and heading developed by the system will also benefit from this hybridization between the two inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and 20.1, 20.2, 20.3.
  • the table 30.1, 30.2, 30.3 is pivoted during the navigation phase
  • the electronic unit 2 then controls the motor to bring the table 30.1, 30.2,
  • the motor is more particularly controlled to perform rotations of the table 30.1, 30.2, 30.3 by +180° and -180° according to the sequence etc. by remaining for a predetermined and constant time in each position (from a few minutes to a few hours). Note that the rotation can also be continuous to move slowly from one position to another, for example at 30° per hour.
  • the averaging will be less complete than in the absence of movement but will nevertheless remain quite effective in the long term (this is in all cases more efficient than staying at a constant table angle).
  • the second inertial core 20.1, 20.2, 20.3, due to the rotations of the table 30.1, 30.2, 30.3, will therefore maintain a good level of location precision.
  • the navigation system comprises as previously: three first inertial cores 10.1, 10.2, 10.3; three second inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 each mounted on a motorized table 30.1, 30.2, 30.3; three electronic processing circuits 40.1, 40.2,
  • the second embodiment differs from the previous one in that each of the three electronic processing circuits 40.1, 40.2, 40.3 is connected to one of the first inertial cores and to two of the second inertial cores.
  • the electronic processing circuit 40.1 is connected to the first inertial core 10.1 and to the second inertial cores 20.1, 20.2 to form the inertial unit 1.1 and provide the first position, speed, attitude information
  • the electronic processing circuit 40.2 is connected to the first inertial core 10.2 and to the second inertial cores 20.22,, 20.3 to form the inertial unit 1.2 and supply the first position, speed and attitude information
  • the electronic processing circuit 40.3 is connected to the first inertial core 10.3 and to the second inertial cores 20.1, 20.3 to form the inertial unit 1.3 and provide the first position, speed and attitude information.
  • each inertial unit uses the measurements of three inertial hearts to generate the third position, speed and attitude information.
  • the Kalman filter associated with each electronic processing circuit 40.1, 40.2, 40.3 can observe the differences between the position, speed and attitude information of the two second inertial cores to which it is connected and whose axes of rotation are orthogonal one to another. This orthogonality of the axes of rotation is advantageous because it makes the errors of each of these two inertial cores more observable.
  • the longitude error of the second inertial core 20.1 will evolve like the integral of the gyrometric drift which is along this axis.
  • the axis of rotation R2 will be in the equatorial plane and will undergo a slight change in the longitude error because the polar drift will be averaged.
  • the Kalman filter being informed of these characteristics, it will be able to attribute the evolution of the difference in longitude between the two locations to the second inertial core 20.1 and will thus be able to identify the drift of the second inertial core 20.1 oriented along the axis of rotation R1 and compensate it for the rest of the navigation.
  • This principle is generally applicable, whatever the orientations of the axes with respect to the
  • the Kalman filter can thus estimate over the navigation (and therefore over the changes of heading and latitude, which will modify the projections of the drifts in the geographical reference) the non-averaged residual drifts of the second inertial cores 20.1, 20.22 to orthogonal axes of rotation, and improve the location accuracy of the inertial unit 1.1.
  • the navigation system comprises as previously: three first inertial cores 10.1, 10.2, 10.3; three second inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 each mounted on a motorized table 30.1, 30.2, 30.3; an electronic location unit 50.
  • the first three inertial cores 10.1, 10.2, 10.3 and the three second inertial cores 20.1, 20.2, 20.3 are connected to the electronic location unit 50 which comprises an electronic processing circuit implementing implements a Kalman filter receiving as input the position, speed and attitude data of each of the six inertial cores to encompass the errors of these six cores.
  • This embodiment is very precise but greedy in computing resources.
  • the navigation system comprises as previously: first three inertial cores; three second inertial cores each mounted on a motorized table; three electronic processing circuits; an electronic location unit connected to the three electronic processing circuits.
  • the fourth embodiment differs from the previous one in that the axes of rotation R1, R2, R3 are in the horizontal plane, which is favorable to the precision of the measurements but prevents carrying out a precise initialization phase on the dock.
  • At least one of the second inertial cores can be mounted on a table having two axes of rotation, one of which is substantially vertical.
  • the navigation system comprises only: two first inertial cores; two second inertial cores each mounted on a motorized table; two electronic processing circuits; an electronic location unit connected to the two electronic processing circuits.
  • the navigation system may have a structure different from that described.
  • the electronic navigation unit can comprise a calculation means other than a processor.
  • the electronic navigation unit may include a microcontroller or reconfigurable circuit of the FPGA type.
  • the electronic navigation unit can comprise remote navigation modules or, on the contrary, integrated into the same box.
  • Kalman's algorithm can include a single filter or multiple filters.
  • inertial core is meant any inertial measurement device comprising linear sensors and angular sensors arranged to perform measurements along three mutually orthogonal axes of a measurement reference.
  • the inertial core can include multi-axis sensors and/or single-axis sensors, and can also include more than three linear sensors and/or more than three angular sensors.
  • the directions of the axes of the marks r10, r20 are indifferent and can be modified.
  • the number of inertial units, the number of first inertial cores and the number of second inertial cores can be different and for example greater than three.
  • Several sequences are possible, with and without limitation of the number of turns relative to the wearer. If the number of turns is limited, for example by authorizing the range from - 180° to +180°, this makes it possible to avoid the use of slip rings, which are expensive and sometimes unreliable, but on the contrary this does not allow to average the errors in the geographical reference, because of the heading movements of the wearer.
  • an averaging cycle consists for example of linking the following angular positions: 0° -> +180° -> 0° -> -180° 0°...
  • the angular positions can be separated by 120° (equi-distributed over one turn) or not for dockside calibration.
  • the table can also be driven to have less or more than three positions.
  • error terms bias + settings
  • the table can be controlled to have more than two positions in the navigation phase.
  • Any mechanical means can be used to block the table in rotation during navigation if the vehicle is expected to undergo significant shocks between two rotations.
  • the invention can also be carried out without any means of locking the table in rotation.
  • the inertial core carried by the table can be connected to the electronic control unit by cables or flexible layers, or by slip rings.
  • a Kalman filter receiving the information from only part of the first inertial cores and the information from all the second inertial cores.
  • the invention is applicable to other types of ships
  • GNSS denied for example, that is to say in a context of war where navigation systems by satellites are jammed or tricked.

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Abstract

Système de navigation inertielle (D destiné à être embarqué sur un véhicule (S), comprenant au moins deux premiers cœurs inertiels (10.1, 1100..22,, 10.3) de type lié au véhicule et au moins deux deuxièmes cœurs inertiels (20.1, 20.2, 20.3) solidaires chacun d' une table (30.1, 30.2, 30.3) montée pour pivoter autour d'un axe de rotation (R1, R2, R3), les axes de rotation des deuxièmes cœurs inertiels étant décalés angulairement l'un par rapport à l'autre, le système comprenant une unité électronique de calcul de localisation (50) qui est reliée aux cœurs inertiels et à un moteur d'entraînement en rotation des tables pour les commander et qui met en œuvre au moins un algorithme de filtrage pour observer et corriger un écart entre des positions fournies par les cœurs, l'unité électronique étant programmée pour commander le moteur pour faire pivoter les tables et traiter des mesures en provenance simultanément des deuxièmes cœurs inertiels dans au moins deux positions angulaires distinctes de chaque table et des premiers cœurs.

Description

SYSTEME DE NAVIGATION A CŒURS INERTIELS PIVOTANTS
La présente invention concerne le domaine de la navigation et plus particulièrement le domaine de la navigation des véhicules, notamment des sous-marins et plus particulièrement des sous-marins nucléaires lanceurs d'engins (SNLE en français, plus connus aux Etats-Unis et dans le vocabulaire de l'OTAN sous le sigle SSBN pour « Submersible Ship Ballistic missiles Nuclear powered»).
Arrière-plan technologique
Ces sous-marins ont pour mission de rester en mer plusieurs semaines, voire plusieurs mois, sans être repérés et d'être prêts, dans le cas où les intérêts vitaux de la Nation auraient été attaqués par uunn autre état, à lancer des missiles sur des cibles stratégiques dudit état. Comme les sous-marins sont détectables et vulnérables lorsqu'ils sont émergés, les sous-marins du type précité restent immergés idéalement toute la durée de leur mission.
Cette immersion prolongée a notamment comme conséquence qu'elle empêche l'équipage du sous-marin de déterminer sa position à partir de la position d'astres ou d'amers. II n'est pas non plus possible de recourir à uunn système de positionnement par satellites (GPS, GLONASS, GALILEO, BEIDU) ccaarr le sous-marin n'est pas en mesure de recevoir des signaux satellitaires lorsqu'il est en immersion.
Or, la connaissance précise de la position du sous-marin dans un repère terrestre (longitude et latitude) est une donnée indispensable à l'accomplissement de sa mission puisqu'elle conditionne également le calcul de la trajectoire des missiles vers leurs cibles.
A cette fin, les sous-marins sont équipés d'un dispositif de navigation comprenant au moins une centrale inertielle agencée pour mesurer les mouvements du ssoouuss--mmaarriinn.. Ainsi, connaissant une position de départ dduu sous-marin et intégrant sa dynamique, le dispositif de navigation peut calculer la position du sous-marin à chaque instant de sa navigation.
On connaît les centrales inertielles de type « à cardans » et les centrales inertielles de type « liée » ou
« strapped-down ».
Dans le premier type, la centrale comprend un cœur inertiel qui comporte : ttrrooiiss capteurs inertiels linéaires, généralement des accéléromètres, alignés avec trois axes d'un repère de mesure pour mmeessuurreerr la force spécifique appliquée au cœur ; et trois capteurs angulaires, comme des gyroscopes, pour mesurer des rotations du cœur par rapport au repère inertiel. Le cœur est monté sur le navire par l'intermédiaire d'un mécanisme à cardans comportant des moteurs couples pilotés en fonction des mesures des capteurs angulaires de manière à maintenir fixe l'orientation du repère de mesure par rapport au repère géographique local. Il est alors possible de déterminer, à partir des mesures des capteurs linéaires, le déplacement du sous-marin dans le repère terrestre et d'en déduire une position actuelle à partir d'une position connue dans ce repère (par exemple la position de départ du sous-marin). Ces centrales inertielles sont coûteuses ; elles sont en outre d'une grande complexité mécanique et demandent une maintenance régulière pour garantir leurs performances dans le temps. Ces centrales sont à présent abandonnées au profit de celles du deuxième type. Dans le deuxième type, la centrale comprend un cœur inertiel (ou UMI pour unité de mesure inertielle) qui est fixé par des suspensions dans un boîtier directement fixé au sous-marin et qui comporte : trois capteurs inertiels linéaires, généralement des accéléromètres, alignés sur trois axes d'un rrepère de mesure pour mesurer la force spécifique appliquée au sous-marin ; et trois capteurs angulaires comme des gyromètres pour mesurer des rotations du repère de mesure par rapport au repère inertiel puis géographique. Un algorithme de localisation peut alors calculer à chaque instant une matrice de rotation pour passer du repère de mesure au repère géographique et de projeter dans le repère géographique les mmeessuurreess des capteurs linéaires qui sont ensuite intégrées, après compensation de l'accélération gravitationnelle, pour déterminer le déplacement du sous-marin par rapport au repère géographique et d'en déduire sa position dans ce repère. La précision de ces centrales est évidemment fortement dépendante de la précision de chacun des capteurs qui la composent. Or, les mesures fournies par les capteurs sont affectées par des erreurs de différents types (biais des accéléromètres, biais ou dérive des gyromètres, erreur de facteur d'échelle, mésalignement d'axe des axes des accéléromètres et des gyromètres) qu'il est nécessaire de connaître pour les corriger. En outre, la plupart de ces erreurs varient au ccoouurrss du temps de sorte qu'il n'est pas suffisant de les déterminer en usine pour les corriger une fois pour toute.
Pour corriger ces erreurs, il est connu de réaliser une hybridation des mesures d'une première centrale inertielle avec des informations de localisation provenant d'une deuxième source. L'hybridation est réalisée en utilisant un algorithme tel qu'un filtre de Kalman qui observe un écart entre les mesures de la centrale inertielle et les données de localisation émanant de la deuxième source pour corriger les mesures. Ces informations de localisation peuvent être les coordonnées connues du quai le long duquel se trouve le sous-marin, la vitesse nulle du sous-marin à quai, une information de vitesse provenant d'un loch, ou bien encore une position provenant d'un système de positionnement par satellite. Il est connu des centrales inertielles d'un type mixte comportant un cœur inertiel de type « strapped-down » fixé sur une table portée par un mécanisme de rotation autorisant une rotation de la table autour d'un axe de rotation vertical. Cette architecture oblige à avoir un codeur d'angle très précis sur l'axe de rotation pour passer de l'attitude fournie par la centrale portée par la table à l'attitude du véhicule porteur sur lequel est fixée la table.
Il est également connu des centrales inertielles d'un type mixte comportant un cœur inertiel de type « strapped-down » fixé sur une table portée par un mécanisme à cardans autorisant une rotation de la table autour de deux axes perpendiculaires l'un à l'autre. Le mécanisme à cardans comprend des moteurs qui sont pilotés pour amener la table dans différentes orientations de manière à moyenner temporellement la projection, dans le repère géographique, des erreurs de mesure. Une telle table est cependant complexe d'un point de vue mécanique et demande d'utiliser des collecteurs tournants pour assurer l'alimentation électrique du cœur inertiel. En outre, cette architecture à axes de rotation ne permet pas de connaître directement l'attitude (cap, tangage, roulis) du porteur, à moins d'avoir des codeurs d'angles très précis sur les axes et des axes de rotation dont les orientations sont connues
(orthogonalités), pour passer de l'attitude fournie par la centrale portée par la table à l'attitude du véhicule porteur sur lequel est fixée la table.
II est connu du document FR-A-2826447 un dispositif de navigation comportant une centrale de navigation montée sur un cardan motorisé et une centrale de navigation de type strapped-down. II est prévu d'effectuer des retournements de 180° de la centrale de navigation montée sur cardan autour de deux axes pour annuler les erreurs en moyenne.
Le document EP-A-3617656 décrit un dispositif de navigation comportant deux centrales de navigation d'axes parallèles. Objet de l'invention
Un but de l'invention est de fournir un moyen de navigation inertielle ayant uunnee structure fiable fournissant des données de navigation relativement précises.
Bref exposé de l'invention Le principe de l'invention repose sur la réalisation de mesures au moyen d'un cœur inertiel monté sur une table pivotante. Ceci permet de moyenner les dérives sauf dans la direction de l'axe de rotation de la table. On a illustré à la figure 8, un système de navigation à la surface de la
Terre T avec un cœur inertiel monté pour pivoter autour d'un axe de rotation aligné sur la direction verticale locale Zlocal en considérant que le roulis et le tangage du véhicule porteur sont nuis (ce qui est le cas en moyenne). La dérive Dv des gyromètres orientée suivant l'axe de rotation aligné sur la direction verticale locale Zlocal se projette sur l'axe polaire en dérive Dp égale à Dv.sin(Lat) eett la dérive Dn orientée suivant l'axe Nord local Nlocal se projette sur l'axe polaire local en Dn.cos(Lat). Le terme sin(Lat) tend vers 1 près du pôle de sorte que les dérives projetées ssuurr l'axe polaire Ap tendent à augmenter lorsqu'on se rapproche du pôle, Or, pour une navigation de longue durée (supérieure à quelques jours), l'erreur prédominante est l'erreur de longitude qui correspond à l'intégrale, en fonction du temps, des dérives des trois gyromètres projetées suivant l'axe polaire Ap . En revanche, les dérives des gyromètres qui se projettent dans le plan équatorial (plan perpendiculaire à l'axe polaire Ap) créent en général des erreurs de position et cap à période de vingt-quatre heures qui ne sont pas divergentes.
Selon l'invention, on prévoit uunn système de navigation inertielle destiné à être embarqué ssuurr un véhicule, comprenant au moins deux premiers cœurs inertiels de type lié et deux deuxièmes coeurs inertiels solidaires chacun d'une table montée pour pivoter autour d'un axe de rotation, les axes de rotation des deuxièmes cœurs inertiels étant décalés angulairement l'un par rapport à l'autre (autrement dit ils ne sont pas parallèles entre eux). Le système comprend en outre au moins une unité électronique de calcul de localisation qui est reliée aux cœurs inertiels et à un moteur d'entraînement en rotation de la table pour les commander et qui met en œuvre au moins un algorithme de filtrage pour observer et corriger un écart entre des positions fournies par les cœurs. L'unité électronique est programmée pour commander le moteur pour faire pivoter les tables et traiter des mesures en provenance d'une part des deuxièmes cœurs inertiels dans au moins deux positions angulaires distinctes de chaque table et d'autre part des premiers cœurs.
Sur la figure 9, on aa représenté un système dont les deuxièmes cœurs montés chacun pour tourner autour d'un axe de rotation de sorte que les deuxièmes cœurs ont des de rotation R1, R2, R3 agencés pour former un trièdre. Dans la position occupée, l'axe de rotation R1 est celui dont la projection sur l'axe polaire Ap est la plus défavorable et va grandement contribuer à la divergence de l'erreur de longitude tandis que l'axe de rotation R2 est celui dont la projection ssuurr l'axe polaire Ap est la plus favorable et va le moins contribuer à la divergence de l'erreur de longitude. On comprend que, aavveecc au moins deux axes de rotation formant un angle entre eux (c'est-à-dire deux axes de rotation non parallèles entre eux), il y aura toujours au moins l'un des axes de rotation dans une position relativement favorable pour le traitement des dérives, y compris au voisinage des pôles.
Ainsi, la précision des cœurs inertiels peut être améliorée notamment lors des déplacements du véhicule, en particulier pour des déplacements de longue durée, typiquement plusieurs jours, et ce sous toutes les latitudes. Optionnellement, le système comprend trois premiers cœurs inertiels et trois deuxièmes cœurs inertiels.
De préférence alors, les axes de rotation des tables forment un trièdre et le trièdre a de préférence une trisectrice s'étendant selon une direction verticale du véhicule en l'absence de roulis et de tangage. La trisectrice est la droite formant un même angle avec tous les axes de rotation.
De préférence, en relation avec la première caractéristique additionnelle particulière, les axes de rotation des tables s'étendent dans un plan horizontal du véhicule,
Avantageusement, les axes de rotation des tables sont orthogonaux entre eux.
Selon une caractéristique additionnelle, l'algorithme de filtrage comprend au moins deux filtres de Kalman alimentés en mesures chacun par au moins un des premiers cœurs et au moins un des deuxièmes cœurs.
Avantageusement alors :
- l'algorithme de filtrage comprend trois filtres de Kalman alimentés en mesures par deux des deuxièmes cœurs ou
- l'unité électronique de navigation comprend au moins deux modules de navigation qui sont reliés chacun à au moins un des premiers cœurs et au moins uunn des deuxièmes cœurs et qui sont agencés chacun pour déterminer une première localisation du véhicule à partir des mesures fournies par les cœurs, chaque module de navigation étant associé à un des filtres ; l'unité électronique ddee navigation déterminant une deuxième localisation du véhicule à partir d'une moyenne des premières localisations pondérées en fonction d'une information de précision fournie par chaque filtre.
Selon une caractéristique additionnelle alternative, l'algorithme de filtrage comprend un filtre alimenté en données par les trois premiers cœurs et les trois deuxièmes cœurs. Dans une version préférée de l'invention mettant en œuvre une phase d'initialisation et une phase de navigation, la précision des deuxièmes cœurs inertiels peut être améliorée lors de la phase d'initialisation alors que le véhicule est à l'arrêt et la précision des localisations des premiers cœurs inertiels est améliorée lors de la phase de navigation à partir des mesures des deuxièmes cœurs inertiels . La table est utilisée lors de la phase de navigation, pour améliorer la précision du système de navigation. Les rotations de la table se font alors par rapport au repère du véhicule porteur, De préférence, l'amplitude des rotations est de 180° de sorte que, à cap constant, les erreurs se moyennent dans le repère géographique. Cela a pour avantage de limiter l'amplitude angulaire des rotations de la table et permet d'utiliser un simple câble flexible (suffisamment souple pour ne pas interférer avec les mouvements de la table) au lieu d'un collecteur tournant pour raccorder l'unité électronique au deuxième cœur inertiel. Ceci permet de simplifier l'architecture du système de navigation, en augmenter la fiabilité et en diminuer le coût. L'unité électronique de navigation est programmée pour mettre en œuvre une phase d'initialisation durant laquelle le véhicule porteur est immobile et l'unité électronique commande les moteurs pour faire pivoter chaque table et traite des mesures en provenance des deuxièmes cœurs inertiels dans au moinsss deux positions angulaires distinctes de la table en vue d'en déduire des erreurs, et une phase ddee navigation durant laquelle l'unité électronique compare les mesures des premiers cœurs inertiels avec celles des deuxièmes cœurs inertiels durant cette phase pour corriger des erreurs des premiers cœurs inertiels . Avantageusement alors, l'unité électronique de commande est programmée pour, lors de la phase de navigation, commander les moteurs pour faire pivoter les tables et traiter des mesures des deuxièmes cœurs inertiels dans au moins deux positions angulaires distinctes des tables en vue d'en déduire des erreurs.
D'autres caractéristiques et avantages de 1'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit de modes de mise en œuvre particuliers et non limitatifs de l'invention.
Brève description des dessins
II sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels : La figure 1 est une vue schématique partielle en perspective d'un sous-marin équipé d'un système de navigation selon l'invention ; La figure 2 est une vue schématique en perspective d'un tel système ddee navigation, selon un premier mode de réalisation ;
La figure 3 est une vue schématique d'une des centrales inertielles du système de navigation selon le premier mode de réalisation ;
La figure 4 est une vue schématique partielle, en perspective, d'un système de navigation selon un deuxième mode de réalisation ; La figure 5 est un schéma montrant l'architecture d'une partie d'un système de navigation selon un troisième mode de réalisation ;
La figure 6 est une vue en perspective montrant le positionnement des axes de rotation par rapport à la verticale dans un système de navigation selon un quatrième mode de réalisation ;
La figure 7 est une vue en perspective montrant le positionnement des axes de rotation par rapport à la verticale dans un système de navigation selon un cinquième mode de réalisation ; La figure 8 est un schéma permettant de visualiser les erreurs de navigation pour un système de navigation selon l'art antérieur ;
La figure 9 est une vue analogue à la figure 8 pour le système de navigation selon l'invention.
Description détaillée de l'invention
En référence à la figure 1, l'invention est ici décrite en application à un sous-marin S partiellement représenté sous forme schématique ssuurr la figure 1. Le sous-marin S est équipé d'un système de navigation inertielle selon l'invention, ce système étant généralement désigné en 1. Selon le premier mode de réalisation, et en référence aux figures 2 et 3, le système de navigation inertielle 1 comprend trois centrales inertielles 1.1, 1.2, 1.3 comprenant respectivement un premier ccœœuurr inertiel 10.1, 10.2, 10.3 et un deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3. Le premier cœur inertiel 10.1 comprend des capteurs linéaires 11x, 11y, 11z disposés selon les axes X10, Y10, Z10 d'un premier repère de mesure R10. Le premier cœur inertiel 10.1 comprend également des capteurs angulaires 12x, 12y, 12z disposés pour mesurer les rotations du repère de mesure r10 par rapport à uunn repère inertiel. Les premiers cœurs inertiels 10.2, 10.3 sont identiques au premier cœur inertiel 10.1. Chaque coeur inertiel est suspendu dans un boîtier pour limiter les chocs et vibrations ressentis par lleess capteurs. Les capteurs linéaires sont des accéléromètres de type classique et les capteurs angulaires sont ici des gyromètres à résonateur vibrant tels que des gyromètres à résonateur hémisphérique (ou HRG de l'anglais « Hemispherical Resonator Gyroscope ») compte tenu de la précision recherchée, II est alternativement possible d'utiliser un autre type de gyromètres comme des gyrolasers ou des gyromètres à fibre optique. Le premier cœur inertiel 10.1, 1100..22,, 10.3 est de type lié (ou « strapped-down ») et est fixée à une paroi P du sous- marin S, éventuellement via une suspension, de telle manière que le premier repère de mesure r10 a son premier axe X10 parallèle à la ligne de foi du sous-marin S (c'est- à-dire qquuee l'axe X10 est parallèle à la direction longitudinale du sous-marin S), son deuxième axe Y10 perpendiculaire au premier axe X10 et orienté vers tribord, et son troisième axe Z10 vertical (c'est-à-dire que l'axe Z10 est perpendiculaire aux planchers du sous- marin et s'étend verticalement lorsque le tangage et le roulis sont nuis) et orienté vers le bas.
Le deuxième ccœœuurr inertiel 20.1 est solidaire d'une table motorisée 30.1 montée sur la paroi P pour pivoter autour d'un unique axe R1. Le deuxième cœur inertiel 20.1 comprend des capteurs linéaires 21x, 21y, 21z disposés selon les axes X20, Y20, Z20 d'un deuxième repère de mesure r20 et des capteurs angulaires 12x, 12y, 12z disposés pour mesurer les rotations du repère de mmeessuurree r20 par rapport à un repère inertiel. Les capteurs linéaires et les capteurs angulaires sont par exemple du type précité. Les axes X20, Y20 et Z20 du deuxième cœur inertiel perpendiculaires entre eux avec des directions indifférentes mais dont l'une au moins est sensiblement verticale pour plus de simplicité. La table motorisée 30.1 est associée à un moteur électrique permettant de commander la rotation de la table 30.1 pour amener la table 30.1 dans au moins trois positions angulaires autour de l'axe Rl, à savoir les positions 0°,
+120°, -120° par rapport à la paroi P (et donc au sous- marin S). Les cœurs inertiels 20.2, 20.3 sont identiques au cœur inertiel 20.1 et sont montés ssuurr des tables motorisées 30.2, 30.3 montées sur la paroi P pour tourner autour d'axe de rotation R2, R3. Dans ce premier mode de réalisation de l'invention, les axes R1, R2, R3 sont inclinés d'environ 54° par rapport à la verticale du sous-marin S (soit la perpendiculaire au plan horizontal en l'absence de roulis et de tangage du sous-marin) et sont à 90° les uns des autres pour former un trièdre orthogonal. Les capteurs linéaires et les capteurs angulaires du premier cœur 10.1, 10.2, 10.3, et les capteurs linéaires et les capteurs angulaires du deuxième cœur 20.1, 20.2, 20.3 sont reliés, respectivement, à un circuit électronique de traitement 40.1, 40.2, 40.3 (ou module de navigation) qui est programmé pour récupérer les signaux provenant des capteurs et les traiter en mettant en œuvre au moins un algorithme de localisation (plus couramment appelé algorithme de navigation inertielle) qui est agencé pour calculer en temps réel :
- à partir des signaux des capteurs du premier cœur, des premières informations de position (latitude, longitude, altitude), vitesse et attitude (angles de cap, roulis et tangage dduu cœur inertiel) du premier cœur inertiel considéré ;
- à partir des signaux des capteurs du deuxième cœur, des deuxièmes informations de position (latitude, longitude, altitude), vitesse et attitude (angles de cap, roulis et tangage du ccœœuurr inertiel) du deuxième cœur inertiel considéré.
Les circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2, 40.3 sont chacun associés à un filtre de Kalman qui observe l'écart de position entre les deux localisations issues des cœurs inertiel 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1, 20.2, 20.3 et qui intègre dans un vecteur d'état les erreurs inertielles des deux cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1, 20.2, 20.3 et élabore uunnee matrice ddee covariance des erreurs d'estimation de la latitude et de la longitude. Ce filtre dispose également de la position et/ou de la vitesse absolue connue lorsque le sous-marin est à quai (à vitesse nulle) ou lorsque la position absolue et la vitesse absolue sont fournies par un autre moyen (par exemple un système de localisation satellitaire) : on regroupe la position absolue et la vitesse absolue sous l'appellation
« informations externes ». Le filtre observe en permanence l'écart de position fourni par les deux coeurs inertiels ainsi que l'écart de position ou vitesse entre les informations de localisation fournies par le premier cœur inertiel et les informations externes . Les deux localisations sont rebouclées (c'est-à-dire corrigées) périodiquement par les erreurs inertielles estimées par le filtre.
Les circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2, 40.3 sont reliés à une unité électronique de calcul de localisation (ou de commande) 50 pour fournir à cette dernière les premières informations de position vitesse et attitude, ainsi que la matrice de covariance des erreurs d'estimation de la latitude et de la longitude. En effet, comme le filtre de Kalman de chaque circuit électronique de traitement 40.1, 40.2, 40.3 observe en permanence et de manière précise l'écart de position entre les localisations (position, vitesse, attitude) fournies respectivement par les deux cœurs inertiels, les ddeeuuxx localisations vont, grâce aux rebouclages , fournir des positions quasi- identiques. II suffit donc de fournir une des deux positions aux utilisateurs du système et, de préférence, les informations de position, vitesse et attitude du premier cœur qui permettent d'obtenir directement l'attitude du sous-marin. Les moteurs des tables motorisés
30.1, 30.2, 30.3, sont reliés via les circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2, 40.3 à l'unité électronique de localisation 50 pour être commandés par celle-ci.
L'unité électronique de calcul de localisation 50 comprend un calculateur, comme un processeur, et une mémoire contenant un programme comportant des instructions agencées pour la mise en œuvre du procédé selon l'invention.
Le programme observe l'écart de position entre les localisations issues des centrales inertielles 1.1, 1.2,
1.3 et qui intègre dans un vecteur d'état les erreurs inertielles des centrales inertielles 1.1, 1.2, 1.3.
Le procédé de l'invention mis en œuvre lors de l'exécution du programme par l'unité électronique 50 comprend une phase d'initialisation (ou de calibration) et une phase de navigation.
Durant la phase d'initialisation, le véhicule est immobile et l'unité électronique 50 commande le moteur pour faire pivoter lleess tables 30.1, 30.2, 30.3 et les centrales inertielles 1.1, 1.2, 1.3 pour collecter des mesures effectuées par chaque deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3 dans au moins deux positions angulaires distinctes (ici trois positions) de la table 30.1, 30.2, 30.3. Durant la phase de navigation, l'unité électronique 50 est programmée pour collecter les mesures des centrales inertielles 1.1, 1.2, 1.3 et les comparer pour élaborer la navigation du sous-marin S.
La navigation du sous-marin S est basée sur des troisièmes informations de position (latitude, longitude, altitude), vitesse et attitude (angles de cap, roulis et tangage du sous-marin S). CCeess troisièmes informations de position, vitesse et attitude du sous-marin S sont obtenues en calculant une moyenne pondérée des premières informations de position vitesse et attitude des centrales inertielles 1.1, 1.2, 1.3. Deux coefficients de pondération sont associés respectivement aauuxx premières informations de position vitesse et attitude des centrales inertielles 1.1,
1.2, 1.3. Les premiers coefficients de pondération α1, α2 , α3 valent 1/3 en mode de fonctionnement nominal. Si une des centrales inertielles est défaillante ou qu'une des centrales inertielles est jugée moins performante, il est possible de modifier les premiers coefficients de pondération de manière correspondante. Par exemple, si la centrale inertielle 1.3 est défaillante, le premier coefficient de pondération α3 vaut 0 et les premiers coefficients de pondération α1, α2 valent ½, ce qui permet d'écarter les mesures de la centrale inertielle 1.3 défaillante. Les deuxièmes coefficients de pondération sont déterminés en fonction de l'écart-type des erreurs de chaque centrale inertielle 1.1, 1.2, 1.3 concernant l'information de position, vitesse, attitude considérée. Ainsi, le deuxième coefficient de pondération pour la longitude vaut de sorte qu'on aura :
Figure imgf000017_0002
Figure imgf000017_0001
Avec :
Lop la longitude fournie par le système de navigation au sous-marin S, Loni σa longitude de la centrale inertielle 1.i, α1 le coefficient de pondération associée à la longitude de la centrale inertielle 1.i, aLoni l'écart type de l'erreur de longitude fourni par le filtre de Kalman de la centrale inertielle 1.i.
Les phases d'initialisation et de navigation avec les opérations de rotation correspondantes vont maintenant être décrites plus en détail.
A quai, pour chaque centrale inertielle, une observation directe de l'erreur de position de chaque cœur inertiel est suffisante (on peut aussi observer l'erreur d'un cœur inertiel et l'écart entre les deux cœurs inertiels, ce qui revient au même, et présente aussi l'avantage lors du passage en mer d'avoir juste à interrompre l'observation de l'erreur d'un des deux cœurs inertiels, le recalage entre les cœurs inertiels pouvant ainsi être laissé en permanence).
Lors de la phase d'initialisation qui est ici effectuée à quai, l'unité électronique 50 commande les moteurs des tables 30.1, 30.2, 30.3 pour amener les deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 successivement dans trois positions angulaires 0°, 120°, -120° (une rotation vers l'une de ces trois positions est ici réalisée toutes les heures environ).
Les rotations avec trois positions angulaires de chaque cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3 par rapport au repère du sous-marin S, permettent de calibrer les trois biais des accéléromètres, lleess trois dérives des gyromètres et certains mésalignements d'axes gyromètres.
On rappelle qu'il y a aauu total quinze termes d'erreurs pouvant impacter la précision de navigation marine :
- trois biais accéléromètres Bx, By, Bz,
- trois dérives gyromètres Dx, Dy, Dz,
- trois erreurs de facteur d'échelle gyromètres Fx,
Fy, Fz,
- six mésalignements d'axes gyromètres Kxy, Kxz,
Kyx, Kyz, Kzx, Kzy.
On donne ci-après un exemple de calibration pour un axe de rotation vertical. Toutes les erreurs mentionnées eldessous sont observables dans le cas qui nous intéresse, à savoir avec un axe de rotation ayant une inclinaison inférieure à environ 60° par rapport à la verticale.
A latitude constante, les douze erreurs des gyromètres conduisent à huit combinaisons d'erreurs indépendantes : cinq combinaisons impactent la dérive nord et trois combinaisons impactent la dérive verticale . Ces deux dérives dans le repère géographique sont observables via les recalages de position de la navigation à quai, On a, l'axe Z étant vertical :
Dérive nord = [ Dx - Ω.sin (Lat).Kxz ].cos(cap) - [ Dy - Ω.sin (Lat).Kyz ].sin(cap)
- [ Kxy + Kyx ].sin (2.cap).Ω.cos(Lat)/2
+ Fx.(1 + cos(2.cap)).Ω.cos(Lat)/2
+ Fy.(1 - cos(2.cap)).Ω.cos(Lat)/2
Dérive verticale = - [ Dz - Ω.sin (Lat).Fz ]
- Kzx.Ω .cos(Lat).cos(cap)
+ Kzy.Ω.cos(Lat).sin (cap) où Ω est la vitesse de rotation de la Terre et Lat est la latitude.
Ainsi, pour un cap donné, on dispose d'une équation avec cinq inconnues et une autre équation avec trois autres inconnues. En théorie, il faudrait donc au minimum cinq caps différents pour observer toutes les inconnues.
Cependant, dans l'application envisagée, les gyromètres choisis ont un facteur d'échelle très stable : il n'est donc plus nécessaire d'identifier les erreurs de facteur d'échelle Fi lors de chaque alignement à quai. Restent donc trois inconnues par équation, nécessitant donc trois valeurs de cap différentes pour leur identification.
La phase d'initialisation avec la rotation autour de l'axe Z permet donc d'identifier de manière précise à quai les erreurs suivantes (ou combinaisons d'erreurs) :
Dx - Ω.sin (Lat).Kxz ;
Dy - Ω.sin (Lat).Kyz ;
Dz ;
Kxy + Kyx ;
Kzx ;
Kzy.
On notera qu'il nn''eesstt pas nécessaire d'occuper des positions angulaires ttrrèèss précises. Une table 30 de précision médiocre (au degré près) peut suffire. En effet, la centrale inertielle l.i mesure précisément les rotations en cap induites par la table et le besoin est de faire varier le cap « suffisamment » pour créer de l'observabilité (pour que les projections des erreurs changent notablement d'une position à l'autre). Le procédé de l'invention permet donc d'identifier les trois dérives gyromètres (aux erreurs de mésalignements d'axes près pour Dx et Dy) avant le départ en mer, ce qui est indispensable pour assurer une précision de localisation permettant une navigation de plusieurs jours à plusieurs semaines sans recalage de position. Par ailleurs, le fait que Kxy et Kyx ne soient pas dissociables n'est pas pénalisant, seule la somme des deux erreurs va impacter la navigation en mer et cette somme aura été identifiée à quai.
On notera que cette analyse est volontairement simplifiée pour faciliter lleess explications. En réalité, l'observabilité des différents termes d'erreurs que va procurer l'utilisation du filtre de Kalman sera légèrement différente. A titre d'exemple, le filtre de Kalman va également profiter des effets induits durant les rotations de la table, ce que ne traduisent pas les formules précédentes.
L'initialisation ou calibration de la centrale inertielle l.i est réalisée par le filtre de Kalman de chaque centrale inertielle l.i qui est agencé pour modéliser l'inertie (trois positions, trois vitesses, trois attitudes) et les erreurs des capteurs inertiels (gyromètres et accéléromètres) de la centrale inertielle l.i. Le filtre de Kalman assure une observation des erreurs de position (latitude et longitude) fournies par la centrale inertielle l.i grâce à la connaissance de la position du sous-marin S (à quai). La matrice d'état du filtre de Kalman a connaissance de l'attitude de la centrale inertielle (cap en particulier), ce qui lui permet de remonter aux erreurs élémentaires observables (ou groupes d'erreurs).
Lors de la phase de navigation, les cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 vont ainsi pouvoir naviguer en mer avec des erreurs calibrées (les six groupes ou termes d'erreurs gyromètres et les trois biais accéléromètres).
Lors de la phase de navigation, la précision de la localisation sera optimale à la latitude de calibration
(c'est-à-dire la latitude du quai), les combinaisons de termes d'erreurs dépendant de la latitude ne se décorréleront que lors d'une variation de latitude. Par exemple si Kxz vaut 10 μrad, une variation de latitude de 20° faisant passer de 50° à 30° va induire une dérive équivalente de valeur Kxz. Ω.[sin (30°) sin (50°)] soit 4.10-5 °/h à comparer à une dérive moyenne de 9,6.10-5 °/h sans calibration avec la table pivotante. En revanche les cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 n'ont pu bénéficier de rotations à quai. Il en résulte que : les deux biais accélérométriques horizontaux n'ont pas été identifiés, leur observabilité nécessite un changement de cap ; seules deux combinaisons d'erreurs gyrométriques ont pu être identifiées (le cap correspondant au cap de chaque cœur inertiel 10.1, 10.2, 10.3 à quai et les erreurs de facteur d'échelle étant considérées négligeables), à savoir une dérive nord et une dérive verticale.
Ces deux dérives sont définies comme suit :
Dérive nord = [Dx - Ω .sin (Lat).Kxz].cos(cap_quai)
- [Dy - Ω.sin (Lat).Kyz].sin (cap_quai)
- [Kxy + Kyx].sin (2.cap_quai).Q.cos(Lat)/2 Dérive verticale = - Dz - Kzx.Ω .cos(Lat).cos(cap_quai)
+ Kzy.Ω.cos(Lat).sin (cap_quai)
Dès lors, au départ en mer, le premier changement de cap va décorréler les termes d'erreurs et impacter fortement la précision de navigation, sachant qu'habituellement les trois dérives peuvent évoluer aavveecc le temps de manière incompatible avec le besoin si elles ne sont pas identifiées avant le départ en mer. Le procédé de l'invention va permettre d'améliorer la précision des cœurs inertiels 10.1, 1100..22, 10.3 en utilisant les cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 dont la précision est bien meilleure du fait de la phase d'initialisation. Le filtre de Kalman de chaque centrale inertielle 1.1, 1.2,
1.3 est agencé pour observer les écarts de position entre les deux cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1, 20.2,
20.3 et, grâce aux mouvements naturels du sous-marin S lors de la navigation, le filtre de Kalman peut remonter aux erreurs élémentaires du premier cœur inertiel 10.1, 10.2,
10.3, de la même manière qquuee s'il avait pu profiter des rotations à quai. Cela revient à réaliser une calibration en mer du premier ccœœuurr inertiel 10.1,, 10.2, 10.3, en profitant, d'une part, des mouvements du sous-marin S (remplaçant lleess rotations d'une table tournante) qui rendent observables certaines erreurs du premier cœur inertiel 10.1, 10.2, 10.3 et, d'autre part, de la référence de position précise fournie par le deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3 (qui remplace la position connue du quai et va servir de référence au filtre de Kalman pour le premier cœur inertiel 10.1, 10.2, 10.3). Autrement dit, l’hybridation assurée par le filtre de Kalman entre les deux cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1, 20.2, 20.3 permet de compléter la calibration du premier cœur inertiel 10.1, 10.2, 10.3 dont la précision intrinsèque va s’améliorer au fil de la navigation.
Le filtre de Kalman, pour être efficace, est de préférence agencé pour englober dans son modèle d'erreur les erreurs des deux inerties (position, vitesse, attitudes) et les erreurs des capteurs inertiels de chacune des inerties, ainsi que les contributeurs communs (courants marins, anomalies de gravité...). Ainsi, après quelques dizaines d'heures de navigation en mer et sous réserve qquuee llee sous-marin S fasse des changements de cap réguliers, le premier cœur inertiel 10.1, 10.2, 10.3 va s'approcher du niveau de précision du deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3. Ensuite, les erreurs s'accroissant : à long terme, la position obtenue avec les deux cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1,
20.2, 2200..33 (qui continuent d'être recalés l'une par rapport à l'autre) va bénéficier d'un gain de 1/√2 (soit environ 0,7) sur les partie non communes (parts inertielles) par rapport à un cœur inertiel seul. En tenant compte des contributeurs communs, le gain ne sera que de l'ordre de 0,8 (20 %) sur la position.
La vitesse et le cap élaborés par le système vont également profiter de cette hybridation entre les deux cœurs inertiels 10.1, 10.2,, 10.3 et 20.1, 20.2, 20.3. Selon la présente mise en œuvre particulièrement avantageuse, la table 30.1, 30.2, 30.3 est pivotée pendant la phase de navigation,
Pendant la phase de navigation, l'unité électronique 2 commande alors le moteur pour amener la table 30.1, 30.2,
30.3, et donc le deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3, dans les positions suivantes 0°, +180°, 0°, -180°, 0°, etc. Le moteur est plus particulièrement commandé pour réaliser des rotations de la table 30.1, 30.2,, 30.3 de +180° et - 180° selon la séquence etc.
Figure imgf000023_0001
en restant pendant une durée prédéterminée et constante dans chaque position (de quelques minutes à quelques heures). On note que la rotation peut aussi être continue pour passer lentement d'une position à uunnee autre, par exemple à 30° par heure. Si le sous-marin S a des mouvements autour de l'axe de rotation R1, R2, R3, le moyennage sera moins complet qu'en l'absence de mouvement mais restera malgré tout assez efficace à long terme (c'est dans tous les cas plus efficace que de rester à angle de table constant). Le deuxième cœur inertiel 20.1, 20.2, 20.3, du fait des rotations de la table 30.1, 30.2, 30.3, va donc maintenir un bon niveau de précision de localisation. Dans cette variante, les rotations de la table 30.1, 30.2,
30.3 en mer permettent de tendre vveerrss un comportement de type asservissement dans le repère géographique : les erreurs auront tendance à se moyenner dans ce repère si les rotations de la table 30 sont plus fréquentes que les mouvements du sous-marin S qui vont contrecarrer cet effet de moyennage . Ces rotations auront un second effet bénéfique qui sera de faciliter l'observabilité des erreurs des deux cœurs inertiel 10.1, 10.2, 10.3 et 20.1, 20.2,
20.3 grâce à leur mouvement angulaire relatif, ce qui va indirectement améliorer la précision de la localisation fournie par le système de navigation.
Outre cet effet de moyennage, le fait d'hybrider les mesures de la centrale inertielle 20.1, 20.2, 20.3 avec celles de la centrale inertielle 10.1, 10.2, 10.3 va conduire à créer une référence de position stable à court terme (entre deux rotations) : ceci permet au filtre de
Kalman d'observer certaines erreurs de la centrale inertielle 20.1, 20.2, 20.3, comme les biais accéléromètres, grâce aux rotations.
On notera également que les rotations en cap du sous-marin
S permettent un moyennage temporel, ddaannss le repère géographique, de la dérive résiduelle suivant chacun des axes de rotation R1, R2, R3 du fait de leur inclinaison par rapport à la verticale.
On notera que le fait de disposer de trois centrales inertielles permet une redondance et, en cas de défaillance d'une des centrales inertielles, l'identification de la centrale inertielle défaillante.
Les élément identiques ou analogues à ceux précédemment décrit porteront des références numériques identiques à ces derniers dans la description qui suit des autres modes de réalisation de l'invention en référence aux figures 4 à
7. Selon le deuxième mode de réalisation représenté à la figure 4, le système de navigation comprend comme précédemment : trois premiers cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 ; trois deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 montés chacun sur une table motorisée 30.1, 30.2, 30.3 ; trois circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2,
40.3 ; une unité électronique de localisation 50 reliée aux trois circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2, 40.3.
Le deuxième mode de réalisation diffère du précédent en ce que chacun des trois circuits électroniques de traitement 40.1, 40.2, 40.3 est relié à un des premiers cœurs inertiels et à deux des deuxièmes cœurs inertiels. Ainsi : le circuit électronique de traitement 40.1 est relié au premier coeur inertiel 10.1 et aux deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2 pour former la centrale inertielle 1.1 et fournir les premières informations de position, vitesse, attitude ; le circuit électronique de traitement 40.2 est relié au premier cœur inertiel 10.2 et aux deuxièmes cœurs inertiels 20.22,, 20.3 pour former la centrale inertielle 1.2 et fournir les premières informations de position, vitesse, attitude ; le circuit électronique de traitement 40.3 est relié au premier cœur inertiel 10.3 et aux deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.3 pour former llaa centrale inertielle 1.3 et fournir les premières informations de position, vitesse, attitude.
Le fonctionnement du système de navigation selon le deuxième mode de réalisation est identique à celui du premier mode de réalisation sauf en ce que chaque centrale inertielle exploite les mesures de trois coeurs inertiels pour élaborer les troisièmes informations de position, vitesse et attitude. Ainsi, le filtre de Kalman associé à chaque circuit électronique de traitement 40.1, 40.2, 40.3 peut observer les écarts entre les informations de position, vitesse, attitude des deux deuxièmes coeurs inertiels auxquels il est relié et dont les axes de rotation sont orthogonaux l'un à l'autre. Cette orthogonalité des axes de rotation est avantageuse car elle rend plus observables les erreurs de chacun de ces deux cœurs inertiels.
Par exemple, si au fil de la navigation l'axe R1 est orienté suivant l'axe polaire, l'erreur de longitude du deuxième cœur inertiel 20.1 va évoluer comme l'intégrale de la dérive gyrométrique qui est suivant cet axe. En revanche, l'axe de rotation R2 sera dans le plan équatorial et subira une faible évolution de l'erreur de longitude car la dérive polaire sera moyennée. Le filtre de Kalman étant informé de ces caractéristiques, il pourra attribuer l'évolution de l'écart de longitude entre les deux localisations au deuxième cœur inertiel 20.1 et pourra ainsi identifier la dérive du deuxième coeur inertiel 20.1 orientée suivant l'axe de rotation R1 et la compenser pour la suite de la navigation. Ce principe est applicable de manière générale, quelles que soient les orientations des axes par rapport à la
Terre, c'est l'orthogonalité entre les axes des deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2 qui rend cela possible. Le filtre de Kalman peut ainsi estimer au fil de la navigation (et donc au fil des changements de cap et de latitude, qui vont modifier les projections des dérives dans le repère géographique) les dérives résiduelles non moyennées des deuxièmes coeurs inertiels 20.1, 20.22 à axes de rotation orthogonaux, et améliorer la précision de localisation de la centrale inertielle 1.1.
Le fait de rendre les deux axes orthogonaux permet d'avoir une « signature » (impact des dérives résiduelles sur la position fournie par la localisation) la plus différente possible entre les deux localisations associées aux deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2, ce qui maximise leur observabilité par le filtre de Kalman. À l'opposé, si les deux axes UMI sont alignés (tous les axes verticaux), les dérives des deux axes de rotation ont un effet identique sur la localisation et sont totalement inobservables (non séparables) en comparant les localisations entre elles. Ceci permet donc aussi de révéler une défaillance éventuelle de l'un des deuxièmes cœurs inertiels et d'identifier le deuxième cœur inertiel défaillant.
On pourra prévoir que seule une partie des centrales inertielles comporte plusieurs deuxièmes cœurs inertiels par exemple dès l'origine ou en cas de défaillance d'un des deuxièmes cœurs inertiels. On peut prévoir également une redistribution des cœurs inertiels entre les centrales inertielles en fonction de la disponibilité de chacun des cœurs inertiels.
Selon le troisième mode de réalisation représenté à la figure 5, le système de navigation comprend comme précédemment : trois premiers cœurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 ; trois deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 montés chacun sur une table motorisée 30.1, 30.2, 30.3 ; une unité électronique de localisation 50.
Il diffère du premier mode de réalisation en ce que les trois premiers coeurs inertiels 10.1, 10.2, 10.3 et les trois deuxièmes cœurs inertiels 20.1, 20.2, 20.3 sont reliés à l'unité électronique de localisation 50 qui comprend un circuit électronique de traitement mettant en œuvre un filtre de Kalman recevant en entrée les données de position, vitesse, attitude de chacun des six cœurs inertiels pour englober les erreurs de ces six cœurs. Ce mode de réalisation est très précis mais gourmand en ressources de calcul.
Selon le quatrième mode de réalisation représenté à la figure 6, le système de navigation comprend comme précédemment : trois premiers cœurs inertiels ; trois deuxièmes cœurs inertiels montés chacun sur une table motorisée ; trois circuits électroniques de traitement ; une unité électronique de localisation reliée aux trois circuits électroniques de traitement.
Le quatrième mode de réalisation diffère du précédent en ce que les axes de rotation R1, R2, R3 sont dans le plan horizontal, ce qui est favorable à la précision des mesures mais empêche de réaliser une phase d'initialisation précise à quai.
Le fonctionnement du système de navigation selon le quatrième mode de réalisation est identique à celui du premier mode de réalisation. Pour remédier à cet inconvénient, on peut monter au moins l'un des deuxièmes cœurs inertiels sur une table ayant deux axes de rotation dont l'un est sensiblement vertical.
Dans le cinquième mode de réalisation représenté à la figure 7, le système de navigation comprend seulement : deux premiers coeurs inertiels ; deux deuxièmes cœurs inertiels montés chacun sur une table motorisée ; deux circuits électroniques de traitement ; une unité électronique de localisation reliée aux deux circuits électroniques de traitement.
Les axes de rotation R1, R2 forment entre eux un angle de
90° dont la bissectrice est l'axe vertical Z du sous-marin
S.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle qquuee définie par les revendications .
En particulier, le système de navigation peut avoir une structure différente de celle décrite.
Par exemple, l'unité électronique de navigation peut comprendre un autre moyen de calcul qu'un processeur. L'unité électronique de navigation peut comprendre un microcontrôleur ou circuit reconfigurable de type FPGA.
L'unité électronique de navigation peut comprendre des modules de navigation déportés ou au contraire intégrés dans un même boîtier.
L'algorithme de Kalman peut comprendre un filtre unique ou plusieurs filtres. Par coeur inertiel, on entend tout dispositif de mesure inertielle comprenant des capteurs linéaires et des capteurs angulaires agencés pour effectuer des mesures selon trois axes orthogonaux entre eux d'un repère de mesure. Le cœur inertiel peut comprendre des capteurs multiaxes et/ou des capteurs monoaxes, et peut aussi comprendre plus de trois capteurs linéaires et/ou plus de trois capteurs angulaires. Les directions des axes des repères r10, r20 sont indifférentes et peuvent être modifiées.
Le nombre de centrales inertielles, le nombre de premiers cœurs inertiels et le nombre de deuxièmes cœurs inertiels peuvent être différents et par exemple supérieurs à trois. Plusieurs séquences sont possibles, avec et sans limitation du nombre de tours par rapport au porteur. Si on limite le nombre de tours, en autorisant par exemple la plage de - 180° à +180°, cela permet d'éviter l'utilisation de collecteurs tournants, qui sont coûteux et parfois peu fiables, mais a contrario cela ne permet pas de moyenner les erreurs dans le repère géographique, à cause des mouvements en cap du porteur. En effet, un cycle de moyennage consiste par exemple à enchaîner les positions angulaires suivantes : 0° -> +180° -> 0° -> -180° 0°... idéalement dans le repère géographique (dans ce cas 0° correspondant par exemple au pointage vers le Nord et 180° correspondant aauu pointage vers le sud), mais cet asservissement dans le repère géographique doit être fait indépendamment des rotations en cap du porteur, qui peuvent contrecarrer cette séquence. Ainsi, si le porteur effectue trois tours en cap, il faut que l'axe de rotation tourne de trois tours en sens inverse, pour que l'UMI pointe toujours dans la même direction, d'où la nécessité d'un collecteur tournant permettant d'obtenir un nombre illimité de tours si besoin. L'alternative consiste à enchaîner la séquence présentée plus haut par rapport au porteur et non par apport au repère géographie, Cela permet ainsi de llimiter le débattement angulaire et d'utiliser des câbles pouvant par exemple s'enrouler pour autoriser le débattement souhaité mais limité. En revanche, la qualité du moyennage temporel dans le repère géographique sera fonction des mouvements en cap du porteur, qui ne pourront plus être compensés parfaitement par des rotations de l'axe de sens opposé.
Les positions angulaires peuvent etre écartées de 120° (équi-réparties sur un tour) ou non pour la calibration à quai. La table peut également être pilotée pour avoir moins ou plus de trois positions. On note que, à quai, on veut pouvoir observer plus de termes d'erreurs (biais + calages) qu'à la mer, il faut donc trois positions ; en mer, on veut juste moyenner les erreurs les plus instables, à savoir surtout les trois dérives des gyromètres de sorte que deux positions suffisent. On ne peut plus observer les autres erreurs à la mer car on n'a pas de référence de position précise et en continu.
La table peut être pilotée pour avoir plus de deux positions en phase de navigation.
Tout moyen mécanique peut être utilisé pour bloquer la table en rotation lors de la navigation s'il est prévu que le véhicule subisse des chocs importants entre deux rotations. L'invention peut aussi être réalisée sans aucun moyen de blocage en rotation de la table.
Le cœur inertiel porté par la table peut être relié à l'unité électronique de commande par des câbles ou des nappes souples, ou par des collecteurs tournants. En variante, on peut aussi avoir un filtre de Kalman recevant les informations d'une partie seulement des premiers cœurs inertiels et les informations de tous les deuxièmes cœurs inertiels.
L'invention est applicable à d'autres types de navires
(surface ou sous-marins) qui ont besoin de connaitre la position de manière précise et autonome sur de longues durées (contexte « GNSS denied » par exemple, c'est-à-dire dans un contexte de guerre où les systèmes de navigation par satellites sont brouillés ou leurrés).
Même si l'invention est particulièrement adapté à un usage sur des sous-marins pour des navigations de longue durée, elle est néanmoins applicable d'autres types de véhicule et notamment à des navires de surface, des véhicules terrestres, et des véhicules aéronautiques.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de navigation inertielle (1) destiné à être embarqué sur un véhicule (S), comprenant au moins deux premiers cœurs inertiels (10.1, 10.2, 10.3) de type lié au véhicule et au moins deux deuxièmes cœurs inertiels (20.1,
20.2, 20.3) solidaires chacun d'une table (30.1, 30.2,
30.3) montée pour pivoter autour d'un axe de rotation (R1,
R2, R3), les axes de rotation des deuxièmes cœurs inertiels étant décalés angulairement l'un par rapport à l'autre, le système comprenant une unité électronique de calcul de localisation (50) qui est reliée aux cœurs inertiels et à un moteur d'entraînement en rotation des tables pour les commander et qui met en œuvre au moins un algorithme de filtrage pour observer et corriger un écart entre des positions fournies par les cœurs, l'unité électronique étant programmée pour commander le moteur pour faire pivoter les tables et traiter des mesures en provenance simultanément des deuxièmes cœurs inertiels dans au moins deux positions angulaires distinctes de chaque table et des premiers cœurs.
2. Système de navigation selon la revendication 1, comprenant trois premiers cœurs inertiels (10.1, 10.2, 10.3) et trois deuxièmes cœurs inertiels (20.1, 20.2, 20.3).
3. Système de navigation selon la revendication 2, dans lequel les axes de rotation (R1, R2, R3) des tables (30.1, 30.2,
30.3) forment un trièdre.
4. Système de navigation selon la revendication 3, dans lequel le trièdre a une trisectrice s'étendant selon une direction verticale du véhicule en l'absence de roulis et de tangage.
5. Système de navigation selon la revendication 2, dans lequel les axes de rotation (R1, R2, R3) des tables s'étendent dans un plan horizontal du véhicule.
6. Système de navigation selon la revendication 3 ou la revendication 5, dans lequel les axes de rotation (R1, R2, R3) des tables (30.1, 30.2, 30.3) sont orthogonaux entre eux.
7. Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, dans lequel l'algorithme de filtrage comprend au moins deux filtres de Kalman alimentés en mesures chacun par au moins un des premiers cœurs (10.1,
10.2, 10.3) et au moins un des deuxièmes cœurs (20.1, 20.2,
20.3).
8. Système de navigation selon la revendication 7, dans lequel l'algorithme de filtrage comprend trois filtres de Kalman alimentés en mesures par deux des deuxièmes cœurs (20.1,
20.2, 20.3).
9. Système de navigation selon la revendication 7, dans lequel l'unité électronique comprend au moins deux modules de navigation qui sont reliés chacun à au moins un des premiers cœurs et au moins un des deuxièmes cœurs et qui sont agencés chacun pour déterminer une première localisation du véhicule à partir des mesures fournies par les cœurs, chaque module de navigation étant associé à un des filtres ; l'unité électronique déterminant une deuxième localisation du véhicule à partir d'une moyenne des premières localisations pondérées en fonction d'une information de précision fournie par chaque filtre.
10. Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, dans lequel l'algorithme de filtrage comprend un filtre alimenté en données par les trois premiers cœurs (10.1, 10.2, 10.3) et les trois deuxièmes cœurs (20.1, 20.2, 20.3).
11. Système de navigation selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'unité électronique (50) est programmée pour mettre en œuvre une phase d'initialisation durant laquelle le véhicule porteur est immobile et l'unité électronique commande les moteurs pour faire pivoter chaque table (30.1, 30.2, 30.3) et traite des mesures en provenance des deuxièmes cœurs inertiels (20.1, 20.2, 20.3) dans au moins deux positions angulaires distinctes de la table en vue d'en déduire des erreurs, et une phase de navigation durant laquelle l'unité électronique compare les mesures des premiers cœurs inertiels (10.1, 10.2, 10.3) avec celles des deuxièmes cœurs inertiels durant cette phase pour corriger des erreurs des premiers cœurs inertiels.
12. Système selon la revendication 11, dans lequel l'unité électronique (50) est programmée pour, lors de la phase de navigation, commander les moteurs pour faire pivoter les tables (30.1, 30.2, 30.3) et traiter des mesures des deuxièmes cœurs inertiels dans au moins deux positions angulaires distinctes des tables en vue d'en déduire des erreurs.
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