FR3075356A1 - Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation - Google Patents
Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation Download PDFInfo
- Publication number
- FR3075356A1 FR3075356A1 FR1762168A FR1762168A FR3075356A1 FR 3075356 A1 FR3075356 A1 FR 3075356A1 FR 1762168 A FR1762168 A FR 1762168A FR 1762168 A FR1762168 A FR 1762168A FR 3075356 A1 FR3075356 A1 FR 3075356A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- time
- data
- inertial
- stamped
- computer
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Granted
Links
- 238000007596 consolidation process Methods 0.000 title claims description 16
- 230000004927 fusion Effects 0.000 title claims description 13
- 238000011282 treatment Methods 0.000 title description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 7
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 19
- 238000009396 hybridization Methods 0.000 description 7
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 6
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 description 1
- 230000000644 propagated effect Effects 0.000 description 1
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
- G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
- G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/42—Determining position
- G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
- G01S19/47—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being an inertial measurement, e.g. tightly coupled inertial
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
- G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/42—Determining position
- G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system
- G01S19/49—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system whereby the further system is an inertial position system, e.g. loosely-coupled
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Navigation (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
L'invention concerne un système de navigation comprenant un système inertiel (4, 4a) et un calculateur (6) déporté par rapport au système inertiel (4, 4a), dans lequel :
• le système inertiel (4, 4a) est configuré pour :
○ générer des premières données inertielles,
○ horodater les premières données inertielles dans une première échelle de temps, à l'aide d'au moins un signal de datation dans la première échelle de temps,
○ transmettre les premières données inertielles horodatées au calculateur (6),
• le calculateur (6) est configuré pour :
○ recevoir des premières données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers (2), et également horodatées dans la première échelle de temps,
○ fusionner et/ou consolider les premières données inertielles horodatées avec les premières données supplémentaires horodatées, de sorte à générer des premières données de navigation.
Description
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention se rapporte au domaine des systèmes de navigation adapté pour mettre en œuvre un traitement de fusion ou de consolidation sur la base de données émanant d’un système inertiel et d’un autre dispositif.
ETAT DE LA TECHNIQUE
L'utilisation de systèmes inertiels dans un porteur tel qu’un aéronef est très classique aujourd'hui. Ces systèmes inertiels utilisent des capteurs inertiels, notamment des accéléromètres et des gyros (gyromètres ou gyroscopes) pour mesurer des accélérations et des vitesses de rotation angulaires. Elles fournissent des données inertielles dépendant de ces mesures utiles à la navigation. Par exemple, l’élaboration de la position et de la vitesse du porteur s’obtient par intégration d’une équation fondamentale de la dynamique du porteur.
Ces capteurs inertiels présentent des faibles erreurs de mesure. Cependant, l’intégration de ces mesures entraîne l’apparition d’une erreur croissante dans le temps sur les informations de navigation.
Plutôt que d'utiliser des capteurs inertiels de très hautes performances et par conséquent coûteux, une autre solution pour limiter les dérives d’un système inertiel consiste à mettre en œuvre des algorithmes de fusion - par exemple d'hybridation - avec des données supplémentaires fournies par un autre dispositif, tel qu’un dispositif de positionnement par satellite comprenant au moins un récepteur GNSS.
Un récepteur GNSS élabore, à partir de signaux radiofréquences émis par les satellites, des données de position et vitesse avec un bruit à court terme, mais de précision absolue ne se dégradant pas au cours du temps. La continuité de l’information fournie par ces signaux radiofréquences n’est cependant pas acquise pour diverses raisons (brouillage, masquage des satellites, ...).
L’hybridation entre le système inertiel et le dispositif de positionnement par satellite est réalisée à l’aide d’un calculateur, utilisant généralement un filtre de Kalman, qui prend en entrée les données inertielles fournies par le système inertiel et les données de navigation par satellite fournies par le récepteur GNSS, et cumule l’avantage de précision absolue à court terme de l’inertie et la précision absolue long-terme du GNSS.
Le système inertiel, le récepteur GNSS et le calculateur mettant en œuvre l’hybridation peuvent être regroupés au sein d’un même boîtier de sorte à former un système de navigation monolithique. Toutefois, un tel système monolithique est onéreux.
Par conséquent, il est plus avantageux que le système inertiel, le récepteur GNSS et le calculateur ne soient pas regroupés au sein d’un même boîtier de sorte à former un système de navigation modulaire.
De la sorte, un système de navigation déjà embarqué dans un porteur ne comprenant qu’un système inertiel peut être transformé en un système de navigation hybride inertiel/satellite par une simple adjonction du dispositif de positionnement par satellite et du calculateur mettant en œuvre l’hybridation, sans qu’il ne soit nécessaire de remplacer le système inertiel préexistant dans le porteur.
De tels systèmes modulaires offrent également de la souplesse d’intégration dans un porteur : ses trois composants peuvent ainsi être déportés les uns par rapport aux autres au sein de l’aéronef et connectés entre eux par des liaisons adaptées pour transporter des données.
L’utilisation de tels systèmes modulaires fait cependant apparaître un nouveau problème : celui de la datation temporelle des données de navigation inertielle et par satellite fournies au calculateur en vue d’une hybridation.
A ce problème de datation s’ajoute le fait que, lorsque le calculateur est déporté par rapport au système inertiel, les données de navigation inertielles générées par le système inertiel parviennent au calculateur avec un premier retard de transmission. Identiquement, lorsque le calculateur est déporté par rapport au dispositif de positionnement par satellite, les données de navigation par satellite générées par le dispositif de positionnement par satellite parviennent au calculateur avec un deuxième retard de transmission (différent du premier retard).
Pour synchroniser les données à hybrider tout en compensant ces retards, il a été proposé un système de navigation où le calculateur date la réception des deux types de données de navigation qu’il reçoit, et prend en compte les erreurs induites par la durée de transmission de ces données par l’augmentation des incertitudes de mesures.
Toutefois, ces traitements additionnels pris en charge par le calculateur sont complexes et dégradent les performances du calculateur.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est de simplifier, dans un système de navigation modulaire, les traitements mis en œuvre par un calculateur sur la base d’une part de données inertielles fournies par un système inertiel et d’autre part de données supplémentaires fournies par un autre dispositif.
Il est dès lors proposé, selon un premier aspect de l’invention, un système de navigation comprenant un premier système inertiel et un calculateur déporté par rapport au premier système inertiel, dans lequel :
• le premier système inertiel est configuré pour :
o générer des premières données inertielles, o horodater les premières données inertielles dans une première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, o transmettre les premières données inertielles horodatées au calculateur, • le calculateur est configuré pour :
o recevoir des premières données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers, et également horodatées dans la première échelle de temps, o fusionner et/ou consolider les premières données inertielles horodatées avec les premières données supplémentaires horodatées, de sorte à générer des premières données de navigation.
Dans le système proposé, les données à consolider ou fusionner sont datées dans la même échelle de temps avant d’être reçues par le calculateur. Le calculateur déporté peut alors manipuler ces données sans avoir besoin de dater leur réception, et sans ajouter d’incertitude de calcul liée au retard. Le calculateur bénéficie donc de tous les avantages procurés par son caractère déporté par rapport au système inertiel et/ou au dispositif fournissant les données supplémentaires, sans pour autant dégrader la précision des calculs mis en œuvre par ce calculateur ou nécessiter un mécanisme de datation spécifique.
Le système selon le premier aspect de l’invention peut également comprendre les caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison lorsque cela est techniquement possible.
Les premières données supplémentaires peuvent avoir été horodatées par le dispositif tiers dans la première échelle de temps, et le calculateur peut être configuré pour recevoir directement du dispositif tiers les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
Les premières données supplémentaires peuvent avoir été horodatées par le dispositif tiers dans la première échelle de temps, et le premier système inertiel peut être configuré pour :
• recevoir des données supplémentaires horodatées par le dispositif tiers dans la première échelle de temps, et • transmettre au calculateur les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
Les premières données supplémentaires peuvent avoir été horodatées par le dispositif tiers dans une deuxième échelle de temps différente de la première échelle de temps, auquel cas :
• le signal de datation dans la deuxième échelle de temps est fourni au système inertiel par le dispositif tiers, • le premier système inertiel est configuré pour :
o recevoir des données supplémentaires horodatées par le dispositif tiers dans une deuxième échelle de temps, o convertir les données supplémentaires reçues en les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps, à l’aide du signal de datation dans la première échelle de temps et du signal de datation dans la deuxième échelle de temps, o transmettre au calculateur les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
La première échelle de temps peut être le temps universel coordonné.
Le dispositif tiers peut être un dispositif de positionnement par satellite ou un odomètre.
Le signal de datation peut comprendre un signal numérique transportant au moins une date exprimée dans la première échelle de temps, et un signal analogique comprenant au moins une impulsion synchronisée temporellement avec une date transportée par le signal numérique.
Le système peut également comprendre un deuxième système inertiel configuré pour :
• générer des deuxièmes données inertielles, • horodater les deuxièmes données inertielles dans la première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, • transmettre les deuxièmes données inertielles horodatées au calculateur, et le calculateur peut être en outre configuré pour :
• recevoir des deuxièmes données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers et également horodatées dans la première échelle de temps, • fusionner et/ou consolider les deuxièmes données inertielles horodatées avec les deuxièmes données supplémentaires horodatées, de sorte à générer des deuxièmes données de navigation, • consolider les premières données de navigation avec les deuxièmes données de navigation.
Il est également proposé, selon un deuxième aspect de l’invention, un procédé de navigation comprenant des étapes de :
• génération de premières données inertielles par un premier système inertiel, • horodatage des premières données inertielles dans une première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, • transmission des données inertielles horodatées à un calculateur déporté par rapport au système inertiel, • réception par le calculateur de premières données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers et par ailleurs horodatées dans la première échelle de temps, • fusion et/ou consolidation par le calculateur des premières données inertielles avec les données supplémentaires, de sorte à générer des premières données de navigation.
Ce procédé peut comprendre en outre des étapes de :
• génération de deuxièmes données inertielles par un deuxième système inertiel, • horodatage des deuxièmes données inertielles dans la première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, • transmission des deuxièmes données inertielles horodatées au calculateur, • réception par le calculateur de deuxièmes données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers et également horodatées dans la première échelle de temps, • fusion et/ou consolidation par le calculateur des deuxièmes données inertielles avec les deuxièmes données supplémentaires, de sorte à générer des deuxièmes données de navigation, • consolidation par le calculateur des premières données de navigation avec les deuxièmes données de navigation.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
• La figure 1 illustre de façon schématique un système de navigation selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
• La figure 2 est un organigramme d’étapes d’un procédé de navigation mise en œuvre par le dispositif selon la figure 1 ;
• La figure 3 illustre de façon schématique un système de navigation selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
• La figure 4 illustre de façon schématique un système de navigation selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
• La figure 5 illustre de façon schématique un système de navigation selon un quatrième mode de réalisation de l’invention.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence à la figure 1, un système de navigation 1 comprend un dispositif 2, un système inertiel 4 et un calculateur 6.
Le dispositif 2 est par exemple un dispositif de positionnement par satellite 2.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 est typiquement un récepteur GNSS ou bien un ensemble de plusieurs récepteurs GNSS (par exemple deux récepteurs). On a représenté sur la figure 1 le dispositif de positionnement par satellite 2 comme un récepteur GNSS unique et des composants internes à ce récepteur, étant entendu que ces composants sont présents dans chaque autre éventuel récepteur du dispositif de positionnement par satellite.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 comprend au moins une antenne 8 configurée pour capter des signaux de radionavigation émis par au moins une constellation de satellites S.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 comprend par ailleurs un module de traitement 10 capable, à partir des signaux d’au moins 4 satellites, de calculer la position et la vitesse du porteur et de se synchroniser sur l’échelle de temps du système satellitaire, puis généralement sur l’échelle de temps universelle UTC. Le module de traitement est par exemple conforme au document « CNES, Guide EGNOS à l'usage des développeurs d'application » ED 2.0, 15/12/2011.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 comprend une interface de sortie pour émettre des signaux de datation générée par le module de traitement 10.
L’interface de sortie comprend une sortie analogique 12 sur laquelle le signal de datation analogique peut être émis, et une sortie numérique 14 sur laquelle le signal de datation numérique peut être émis.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 est configuré pour générer des données de navigation par satellite, et ce sur la base des signaux de radionavigation captés par sa ou ses antennes 8.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 comprend une sortie 16 via laquelle les données de navigation par satellite peuvent être transmises à un autre équipement.
Les sorties 14 et 16 peuvent être une seule et même sortie ou bien être distinctes.
Par ailleurs, le système inertiel 4 comprend au moins un capteur inertiel 18, typiquement trois accéléromètres et/ou trois gyros. Chaque gyro est un gyromètre ou un gyroscope.
Le système inertiel 4 comprend par ailleurs un module de traitement de données 20 configuré pour appliquer des traitements à des données mesurées par chaque capteur inertiel et générer sur leur base des données inertielles plus ou moins élaborées (incréments compensés, ou données de navigation). Le module de traitement de données 20 comprend typiquement au moins une unité de calcul (par exemple un processeur).
Le système inertiel 4 comprend par ailleurs une sortie 22 via laquelle des données générées par le module de traitement 20 peuvent être transmises au calculateur 6.
Le système inertiel 4 comprend en outre une interface d’entrée destinée à recevoir au moins un signal de datation dans une échelle de temps. L’interface d’entrée peut par exemple comprendre une entrée analogique 24 et/ou une entrée numérique 26.
Le système inertiel 4 comprend par ailleurs un module d’horodatage 28 configuré pour horodater les données inertielles générées par l’unité de traitement 20, et ce dans l’échelle de temps externe reçue via les entrées analogique 24 et numérique 26.
Le système inertiel 4 peut comprendre au moins un dispositif de type 1RS (« Inertial Reference System »), par exemple deux.
Alternativement, ou à titre complémentaire, le système inertiel 4 peut comprendre au moins un dispositif de type AHRS (« Attitude and Heading Reference System »). Dans ce cas, les capteurs inertiels sont typiquement des accéléromètres et des gyros de moins bonne performance.
Le calculateur 6 est un dispositif déporté par rapport au dispositif de positionnement par satellite 2 et/ou par rapport à le système inertiel 4.
Par convention, deux dispositifs dits « déportés » l’un par rapport à l’autre dans le présent texte signifie que les deux dispositifs en question ne sont pas réunis dans un même boîtier, mais qu’ils présentent des boîtiers respectifs distincts.
Le calculateur 6 comprend une première entrée 30 et une deuxième entrée 32 pour recevoir des données de navigation, et au moins une unité de calcul 34 configuré pour appliquer des traitements de fusion et/ou de consolidation sur la base des données reçues via les entrées 30, 32 du calculateur 6.
Le calculateur 6 comprend par ailleurs une sortie 36 via laquelle des données calculées par le processeur peuvent être délivrées à un autre dispositif.
Dans le système de navigation 1, le dispositif de positionnement par satellite 2, le système inertiel 4 et le calculateur 6 sont reliés entre eux de la manière suivante.
Le système de navigation 1 comprend au moins une liaison pour relier l’interface de sortie du dispositif de positionnement par satellite 2 à l’interface d’entrée du système inertiel 4. Typiquement, une liaison analogique 38 relie la sortie analogique 12 du dispositif de positionnement par satellite 2 à l’entrée analogique 24 du système inertiel 4, et une liaison numérique relie la sortie numérique 14 du dispositif de positionnement par satellite 2 à l’entrée numérique 26 du système inertiel 4.
Le système de navigation 1 comprend par ailleurs une liaison numérique 42 reliant la sortie numérique 16 du dispositif de positionnement par satellite 2 à l’entrée numérique 30 du calculateur 6.
Le système de navigation 1 comprend en outre une liaison numérique 44 reliant la sortie numérique 22 du système inertiel 4 à l’autre entrée numérique 32 du calculateur 6.
Les liaisons numériques 40, 42, 44 du système de navigation 1 sont par exemple des bus numériques conformes à la norme Ethernet, ou ARINC (employée en aéronautique).
Au moins une des liaisons 42, 44 peut être d’une longueur supérieure à 100 mètres dans certaines applications. La durée de propagation d’un signal dans une liaison d’une telle longueur est de l’ordre de 500 microsecondes.
Le système de navigation 1 est par exemple destiné à être embarqué dans un porteur mobile dont on cherche à estimer des données de navigation (position, vitesse, accélération, attitude, etc.). Ce porteur est typiquement un aéronef, un spationef, un navire ou un véhicule terrestre.
En référence à la figure 2, le système de navigation 1 met en œuvre un procédé de navigation comprenant les étapes suivantes.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 capte, via son antenne 8, des signaux de radionavigation émis par la constellation de satellites (étape 200).
A partir de ces signaux captés (au moins 4 signaux), le module de traitement 10 calcule des données de navigation, que l’on appelle par convention données de navigation par satellite. Le module de traitement 10 date par ailleurs ces données de navigation par satellite dans une échelle de temps prédéterminée partagée du système GNSS selon une méthode connue en elle-même (étape 202), de sorte à produire des données de navigation par satellite horodatées.
Par convention, on considère dans le présent texte qu’une « donnée horodatée dans une échelle de temps » est un ensemble de données comprenant la donnée elle-même ainsi qu’une date associée à la donnée, la date étant exprimée dans cette échelle de temps.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 transmet les données de navigation par satellite horodatées dans l’échelle de temps prédéterminée via la sortie 16 et sur la liaison 42 (étape 204).
Par ailleurs, le dispositif de positionnement par satellite 2 génère des signaux de datation pour exporter une échelle de temps prédéterminée.
De façon conventionnelle, ces signaux de datation comprennent :
• un signal de datation numérique transportant au moins une date exprimée dans l’échelle de temps prédéterminée, • un signal de datation analogique associé, comprenant au moins une impulsion synchronisée temporellement sur la date transportée par le signal numérique. Ce signal analogique peut être classiquement de type «TMP » (Time Mark Puise) datant l’instant de validité de l’information délivrée, ou de type « 1PPS » (1 puise per second) correspondant à un signal toute les secondes « rondes » du temps UTC.
L’échelle de temps prédéterminée est typiquement le temps universel coordonné, communément abrégé en « UTC » dans la littérature, connu du système GNSS.
Le dispositif de positionnement par satellite 2 transmet au système inertiel 4 les signaux de datation dans l’échelle de temps prédéterminée par son interface de sortie (étape 206). Plus précisément, le signal de datation analogique est transmis via la sortie 12 et la liaison 38, le signal de datation numérique est transmis via la sortie 14 et la liaison 40.
Le système inertiel 4 reçoit sur son interface d’entrée (comprenant les entrées analogique 24 et numérique 26) les signaux de datation émis par le dispositif de positionnement par satellite 1 (étape 400).
Le système inertiel 4 se synchronise dans la même échelle de temps que le dispositif de positionnement par satellite 2 à l’aide des signaux de datation reçus.
Par ailleurs, les capteurs inertiels 18 du système inertiel 4 acquièrent des données de mesure inertielles (données d’accélération et de vitesse de rotation) (étape 402).
Le module de traitement 20 du système inertiel 4 génère des données inertielles à partir des données de mesure acquises par les capteurs inertiels 18 (étape 404). Les données inertielles comprennent typiquement des incréments angulaires, et des incréments de vitesse.
Le module d’horodatage 28 horodate les données inertielles dans l’échelle de temps sur laquelle le système inertiel 4 s’est synchronisée (étape 406). En d’autres termes, au cours de l’étape d’horodatage, une date exprimée dans l’échelle de temps prédéterminée est attribuée à chaque donnée inertielle générée par le système inertiel 4.
Le système inertiel 4 transmet les données inertielles horodatées dans l’échelle de temps prédéterminée au calculateur 6, via la sortie 22 et la liaison numérique 44 (étape 408).
Le calculateur 6 reçoit les données inertielles horodatées sur son entrée 32 (étape 600).
En parallèle, les données supplémentaires de navigation par satellite horodatées sont reçues par le calculateur 6 via l’entrée 30, après s’être propagées dans la liaison 42 (étape 602).
L’unité de calcul 34 du calculateur 6 applique un traitement de fusion ou de consolidation aux données inertielles reçues par l’entrée 32 et aux données supplémentaires reçues par l’entrée 30 (qui sont dans ce mode de réalisation particulier des données de navigation par satellite), de sorte à générer des premières données de navigation (étape 604).
Le traitement de fusion est, ou comprend, par exemple, un traitement d’hybridation connu de l’état de la technique. Il comprend typiquement la mise en œuvre d’un filtre de Kalman.
Il est à noter que les données émises respectivement par le système inertiel 4 et le dispositif 2, puis reçues par le calculateur 6, ont préalablement été horodatées dans la même échelle de temps : ceci permet la mise en œuvre du traitement de fusion ou consolidation 604 mis en œuvre par Γunité de calcul 34 en léger différé, sans aucune perte de précision. La différence de délai de transmission des données inertielles par rapport aux données de navigation par satellites via les liaisons numériques 42 et 44 étant sans effet car les instants de validité fournis dans la même base de temps permettent de les prendre en compte correctement. Il suffit par exemple au calculateur 6 d’établir des correspondances temporelles entre les deux types de données de navigation via des interpolations, lorsque leurs dates sont différentes.
Le calculateur 6 peut délivrer les données hybridées par la sortie 36 à un autre dispositif, par exemple un dispositif d’affichage du porteur dans lequel le système de navigation 1 est embarqué.
On a illustré sur la figure 3 un système de navigation 1 ’ selon un deuxième mode de réalisation, présentant les différences suivantes par rapport au système de navigation 1 précédemment décrit.
Dans le système de navigation Γ, aucune liaison 42 ne relie directement le dispositif de positionnement par satellite 2 au calculateur 6. Les données de navigation par satellite sont en effet transmises par le dispositif de positionnement par satellite 2 au système inertiel 4 qui relaie ces données au calculateur.
Par exemple, les données de navigation satellite horodatées sont transmises au système inertiel via la liaison numérique 40 puis relayées au calculateur 4 via la sortie 22 et la liaison 44. De la sorte, il est fait l’économie d’une liaison par rapport au système selon le mode de réalisation de la figure 1 ; les éléments 16, 42 et 30 peuvent être absents dans le système de navigation 1 comme cela est illustré sur la figure 3 par comparaison à la figure 1. Le nombre d’interface du calculateur est donc réduit.
Le processeur 34 du calculateur 6 met en œuvre le traitement d’hybridation déjà décrit dans cadre du premier mode de réalisation sur la base de ces données reçues via l’entrée 32.
Par ailleurs, dans le système de navigation Γ, les signaux de datation utilisés par le module d’horodatage 28 du système inertiel 4 pour horodater les données de navigation inertielles générées par le module de traitement 20 ne sont pas générées par le dispositif de positionnement par satellite 2, mais sont générés par un équipement 7.
L’équipement 7 est par exemple un équipement du porteur dans lequel le système de navigation 1 ’ est embarqué : l’échelle de temps peut alors être une échelle de temps locale au porteur.
L’équipement 7 comprend une interface de sortie de datation comprenant une sortie analogique 46 et une sortie numérique 48 analogues aux sorties 12 et 14.
Par ailleurs, le système inertiel 4 comprend une interface d’entrée pour recevoir les signaux de datation dans l’échelle de temps locale, cette interface d’entrée pouvant ou non être la même que celle utilisée pour recevoir les signaux de datation générés par le dispositif de positionnement par satellite 2.
L’interface d’entrée du système inertiel 4 est connectée à l’équipement qui fournit les signaux de datation dans l’échelle de temps locale.
Dans le mode de réalisation représenté en figure 3, c’est l’équipement 7 qui fournit ces signaux de datation au système inertiel (soit parce que c’est l’équipement 7 qui a généré ces signaux de datation, soit parce qu’il les a préalablement reçues d’un autre dispositif). Une liaison numérique relie la sortie numérique 48 à une entrée numérique 52 du système inertiel, comme cela est représenté sur la figure 3, ou bien à l’entrée numérique 26. En outre, une liaison analogique relie la sortie 46 à une entrée analogique 50 du système inertiel, comme cela est représenté sur la figure 3, ou bien à l’entrée analogique 24.
Le module d’horodatage 28 convertit les données de navigation par satellite horodatées dans le temps universel coordonné UTC en les données de navigation par satellite horodatées dans l’échelle de temps de temps locale. Pour mettre œuvre cette conversion, le module d’horodatage utilise le signal de datation dans l’échelle de temps locale, reçu de l’équipement 7, ainsi que le signal de datation dans l’échelle de temps universel coordonné UTC, reçu du dispositif de positionnement par satellite 2.
De la sorte, le module d’horodatage 28 produit deux types de données horodatées dans la même échelle de temps locale : les données de navigation inertielles issues des capteurs inertiels 18, et les données de navigation par satellite qui ont été fournies par le dispositif de positionnement par satellite 1 dans une autre échelle de temps avant d’être redatées.
Ce deuxième mode de réalisation a pour avantage d’être particulièrement modulaire. Le concepteur du système peut en effet très facilement moduler son architecture (interchangeabilité des équipements, facilité à déporter des fonctionnalités « sur mesure » dans des calculateur).
En variante, les données de navigation par satellite qui ont été fournies par le dispositif de positionnement par satellite 1 peuvent avoir été préalablement datées par le dispositif 1 dans la même base de temps que celle utilisée pour dater les données inertielles. Dans ce cas, l’étape de conversion n’est pas nécessaire : le système inertiel ne fait que relayer les données satellite qu’il reçoit via la liaison 40 vers le calculateur 6. Cette variante a pour avantage de permettre de s’affranchir de la transmission d’un signal de datation depuis le dispositif de positionnement par satellite 2 vers le système inertiel 4 ; la liaison 38 normalement utilisée pour cette transmission peut donc être avantageusement supprimée, ce qui simplifie l’architecture du système.
Les systèmes de navigation 1 et 1’ décrits jusqu’ici ne comprennent qu’un système inertiel 4. Il peut toutefois être prévu d’incorporer dans l’un ou l’autre des systèmes de navigation 1,1’ plusieurs systèmes inertiels de types différents et de faire prendre en charge par le calculateur 6 plusieurs fusions correspondantes ainsi qu’une fonction de consolidation additionnelle entre les fusions réalisées.
La figure 4 illustre à cet égard un système de navigation 1” selon un troisième mode de réalisation comprenant deux systèmes inertiels 4a et 4b, chacune comprenant les mêmes caractéristiques fonctionnelles que le système inertiel 4. Les deux systèmes inertiels 4a et 4b sont toutefois de types respectifs différents : le système inertiel 4a comprend par exemple au moins un AHRS (par exemple deux) et l’autre système inertiel 4b comprend par exemple au moins un 1RS (par exemple deux), les deux systèmes inertiels 4a et 4b étant susceptibles d’être déportées l’une par rapport à l’autre au sein du porteur dans lequel le système de navigation 1” est embarqué.
Le calculateur 6 du système de navigation 1 ” met en œuvre deux fusions, par exemple en parallèle :
• une fusion AHRS/GNSS réalisée sur la base de données de navigation inertielles fournies par le système inertiel 4a de type AHRS avec des données de navigation par satellite fournies par le dispositif de positionnement par satellite 2a, de sorte à produire des données de navigation AHRS/GNSS, et • une fusion IRS/GNSS réalisée sur la base de données de navigation inertielles fournies par le système inertiel 4b de type 1RS avec des données de navigation par satellite fournies par le dispositif de positionnement par satellite 2b, de sorte à produire des données de navigation IRS/GNSS.
Le calculateur 6 peut ensuite mettre en œuvre un traitement de consolidation prenant en entrée les données AHRS/GNSS d’une part et les données IRS/GNSS d’autre part, de sorte à produire des données de navigation consolidées. Ce traitement de consolidation est connu de l’état de la technique. L’homme du métier peut par exemple mettre en œuvre le traitement de consolidation décrit dans le document FR2917853A1. La consolidation permet typiquement d’obtenir des données avec un niveau d’intégrité supérieur à la fiabilité des équipements pris individuellement.
Bien entendu, les liaisons reliant directement les dispositifs 2a et 2b sont optionnels. Au moins un des systèmes inertiels peut être utilisé pour servir de relai entre les dispositifs 2a et 2b pour la transmission des données de navigation satellite vers le calculateur, le cas échéant en se chargeant de les dater dans la même échelle de temps que les données inertielles des systèmes inertiels 4a ou 4b, de façon similaire au deuxième ou au troisième mode de réalisation.
La figure 5 illustre ainsi un système Γ” selon un quatrième mode de réalisation dans lequel un seul système inertiel 4 reçoit des données de navigation satellite de plusieurs dispositifs de positionnement par satellite 2a, 2b, avant de les transmettre au calculateur 6.
L’invention ne se limite pas aux seuls modes de réalisations décrits précédemment.
Par exemple, le dispositif de positionnement par satellite 2 peut être remplacé, dans l’un quelconque des modes de réalisation précédemment décrits, par n’importe quel autre dispositif susceptible de générer des données d’aide à la navigation, par exemple :
• par un odomètre, en vue d’une mise en œuvre d’une fusion inertielle/odométrie par le calculateur 6 au cours de l’étape 604, ou • par un autre système inertiel, en vue par exemple d’une consolidation de données inertielles par le calculateur 6 au cours de l’étape 604.
Autrement dit, les données de navigation par satellites horodatées reçues par le calculateur 6 peuvent être généralisées à n’importe quelles données supplémentaires 5 susceptibles d’être combinées aux données inertielles horodatées fournies par le système inertiel 4, pourvu que ces données supplémentaires aient été horodatées dans la même échelle de temps que les données inertielles.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Système de navigation (1, Γ, 1”, Γ”) comprenant un premier système inertiel (4, 4a) et un calculateur (6) déporté par rapport au premier système inertiel (4, 4a), dans lequel :• le premier système inertiel (4, 4a) est configuré pour :o générer des premières données inertielles, o horodater les premières données inertielles dans une première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, o transmettre les premières données inertielles horodatées au calculateur (6), • le calculateur (6) est configuré pour :o recevoir des premières données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers (2), et également horodatées dans la première échelle de temps, o fusionner et/ou consolider les premières données inertielles horodatées avec les premières données supplémentaires horodatées, de sorte à générer des premières données de navigation.
- 2. Système de navigation (1, 1”) selon la revendication 1, dans lequel :• les premières données supplémentaires ont été horodatées par le dispositif tiers (2) dans la première échelle de temps, • le calculateur (6) est configuré pour recevoir directement du dispositif tiers (2) les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
- 3. Système de navigation (Γ) selon la revendication 1, dans lequel :• les premières données supplémentaires ont été horodatées par le dispositif tiers (2) dans la première échelle de temps, • le premier système inertiel (4, 4a) est configuré pour :o recevoir des données supplémentaires horodatées par le dispositif tiers (2) dans la première échelle de temps, o transmettre au calculateur (6) les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
- 4. Système de navigation (Γ) selon la revendication 1, dans lequel :• les premières données supplémentaires ont été horodatées par le dispositif tiers (2) dans une deuxième échelle de temps différente de la première échelle de temps, • le signal de datation dans la deuxième échelle de temps est fourni au système inertiel (4) par le dispositif tiers (2), • le premier système inertiel (4, 4a) est configuré pour :o recevoir des données supplémentaires horodatées par le dispositif tiers (2) dans une deuxième échelle de temps, o convertir les données supplémentaires reçues en les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps, à l’aide du signal de datation dans la première échelle de temps et du signal de datation dans la deuxième échelle de temps, o transmettre au calculateur (6) les premières données supplémentaires horodatées dans la première échelle de temps.
- 5. Système de navigation (1, Γ, 1”) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première échelle de temps est le temps universel coordonné.
- 6. Système de navigation (1, Γ, 1”) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le dispositif tiers (2) est un dispositif de positionnement par satellite ou un odomètre.
- 7. Système de navigation (1, Γ, 1 ”) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le signal de datation comprend :• un signal numérique transportant au moins une date exprimée dans la première échelle de temps, • un signal analogique comprenant au moins une impulsion synchronisée temporellement avec une date transportée par le signal numérique.
- 8. Système de navigation (1”) selon l’une des revendications précédentes, comprenant en outre un deuxième système inertiel (4b), dans lequel • le deuxième système inertiel (4b) est configuré pour :o générer des deuxièmes données inertielles, o horodater les deuxièmes données inertielles dans la première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, o transmettre les deuxièmes données inertielles horodatées au calculateur (6), • le calculateur (6) est en outre configuré pour :o recevoir des deuxièmes données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers (2) et également horodatées dans la première échelle de temps, o fusionner et/ou consolider les deuxièmes données inertielles horodatées avec les deuxièmes données supplémentaires horodatées, de sorte à générer des deuxièmes données de navigation, o consolider les premières données de navigation avec les deuxièmes données de navigation.
- 9. Procédé de navigation comprenant des étapes de :• génération de premières données inertielles par un premier système inertiel (4, 4a), • horodatage des premières données inertielles dans une première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, • transmission des données inertielles horodatées à un calculateur (6) déporté par rapport au système inertiel (4, 4a), • réception par le calculateur (6) de premières données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers (2) et par ailleurs horodatées dans la première échelle de temps, • fusion et/ou consolidation par le calculateur (6) des premières données inertielles avec les données supplémentaires, de sorte à générer des premières données de navigation.
- 10. Procédé de navigation selon la revendication précédente, comprenant en outre des étapes de :• génération de deuxièmes données inertielles par un deuxième système inertiel (4b), • horodatage des deuxièmes données inertielles dans la première échelle de temps, à l’aide d’au moins un signal de datation dans la première échelle de temps, • transmission des deuxièmes données inertielles horodatées au calculateur (6), • réception par le calculateur (6) de deuxièmes données supplémentaires préalablement générées par un dispositif tiers (2) et également horodatées dans la première échelle de temps, • fusion et/ou consolidation par le calculateur (6) des deuxièmes données inertielles avec les deuxièmes données supplémentaires, de sorte à générer des deuxièmes données de navigation, • consolidation par le calculateur (6) des premières données de navigation avec les deuxièmes données de navigation.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1762168A FR3075356B1 (fr) | 2017-12-14 | 2017-12-14 | Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1762168A FR3075356B1 (fr) | 2017-12-14 | 2017-12-14 | Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation |
| FR1762168 | 2017-12-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3075356A1 true FR3075356A1 (fr) | 2019-06-21 |
| FR3075356B1 FR3075356B1 (fr) | 2020-07-17 |
Family
ID=61873433
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1762168A Active FR3075356B1 (fr) | 2017-12-14 | 2017-12-14 | Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3075356B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110515109A (zh) * | 2019-08-16 | 2019-11-29 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | 一种基于多信息源融合自主pnt时间的方法及装置 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2007135115A1 (fr) * | 2006-05-19 | 2007-11-29 | Thales | Dispositif de navigation aerienne a capteurs inertiels et recepteurs de radionavigation et procede de navigation aerienne utilisant de tels elements |
| US20080143595A1 (en) * | 2003-10-06 | 2008-06-19 | Colley Jaime B | Method and system for a data interface for aiding a satellite positioning system receiver |
| US20140320310A1 (en) * | 2011-09-12 | 2014-10-30 | Nico Steinhardt | Time-Corrected Sensor System |
-
2017
- 2017-12-14 FR FR1762168A patent/FR3075356B1/fr active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20080143595A1 (en) * | 2003-10-06 | 2008-06-19 | Colley Jaime B | Method and system for a data interface for aiding a satellite positioning system receiver |
| WO2007135115A1 (fr) * | 2006-05-19 | 2007-11-29 | Thales | Dispositif de navigation aerienne a capteurs inertiels et recepteurs de radionavigation et procede de navigation aerienne utilisant de tels elements |
| US20140320310A1 (en) * | 2011-09-12 | 2014-10-30 | Nico Steinhardt | Time-Corrected Sensor System |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| KNIGHT D T ED - INSTITUTE OF ELECTRICAL AND ELECTRONICS ENGINEERS: "Achieving modularity with tightly-coupled GPS/INS", 500 YEARS AFTER COLUMBUS - NAVIGATION CHALLENGES OF TOMORROW. MONTEREY, CA., MAR. 23 - 27, 19; [PROCEEDINGS OF THE POSITION LOCATION AND NAVIGATION SYMPOSIUM (PLANS)], NEW YORK, IEEE, US, vol. -, 23 March 1992 (1992-03-23), pages 426 - 432, XP010056468, ISBN: 978-0-7803-0468-0, DOI: 10.1109/PLANS.1992.185879 * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110515109A (zh) * | 2019-08-16 | 2019-11-29 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | 一种基于多信息源融合自主pnt时间的方法及装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3075356B1 (fr) | 2020-07-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2589463C (fr) | Recepteur de positionnement par satellite a integrite et continuite ameliorees | |
| CA2461595C (fr) | Centrale de navigation inertielle hybride a integrite amelioree | |
| EP0875002B1 (fr) | Systeme d'aide au pilotage d'aeronefs a l'aide d'un viseur tete haute | |
| CA2615042C (fr) | Procede et dispositif pour determiner la position au sol d'un mobile, en particulier d'un avion sur un aeroport | |
| EP2374022B1 (fr) | Dispositif d'hybridation en boucle fermee integre par construction | |
| CA2468237A1 (fr) | Centrale de navigation inertielle hybride a integrite amelioree en altitude | |
| FR3070515A1 (fr) | Procede de determination de la trajectoire d'un objet mobile, programme et dispositif aptes a la mise en oeuvre de ce procede | |
| FR3075355B1 (fr) | Procede d'estimation de donnees de navigation d'un vehicule terrestre utilisant des parametres de geometrie et d'orientation de route | |
| FR3075356A1 (fr) | Systeme de navigation adapte pour mettre en oeuvre un traitement de fusion ou de consolidation | |
| FR2988861A1 (fr) | Procede de calibration d'erreurs spatiales, procede et systeme d'estimation d'attitude d'un engin | |
| FR3043469B1 (fr) | Procede de detection de mouvements parasites lors d'un alignement statique d'une centrale inertielle, et dispositif de detection associe | |
| FR3120689A1 (fr) | Procédé d’AIDE A LA navigation D’UN VEHICULE | |
| WO2021151864A1 (fr) | Procede et systeme de navigation | |
| FR2922641A1 (fr) | Procede et dispositif de recalage de la position d'un aeronef. | |
| FR2802732A1 (fr) | Dispositif d'hybridation d'un recepteur de positionnement par satellites avec une centrale inertielle | |
| EP1214607B1 (fr) | Procede et dispositif pour determiner la duree de transit entre un engin spatial et une station sol | |
| FR3079608A1 (fr) | Procede de geolocalisation d'un drone, systeme de geolocalisation et produit programme d'ordinateur associes | |
| EP4006491A1 (fr) | Système d'aide à la navigation d'un porteur à l'aide d'amers | |
| WO2024008635A1 (fr) | Dispositif et procede de maintien de l'integrite du positionnement d'un vehicule independamment de la vulnerabilite de donnees satellitaires | |
| WO2021181048A1 (fr) | Procédé et dispositif de datation d'images de caméras | |
| FR3026855A1 (fr) | Procede et dispositif de determination d'au moins une date a l'aide de systemes de positionnement et de datation par satellites. | |
| WO2005026768A1 (fr) | Systeme de positionnement hybride |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20190621 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |