5 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL

L'invention concerne la navigation inertielle dans un porteur.

Plus précisément, elle concerne un procédé, et un système configuré pour réaliser le procédé, de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur mis en œuvre alors que le porteur se déplace sur une 10 surface sensiblement plane, comme un avion sur une piste d'aéroport, le procédé comprenant une étape de mesures inertielles pouvant comprendre une erreur d'inertie qui conduit à estimer de façon inexacte lesdits paramètres.

15 ETAT DE L'ART

Un système de navigation inertielle embarqué sur un porteur comprend de manière connue des accéléromètres - généralement trois - mesurant chacun l'accélération du porteur selon un axe, et des gyromètres - 20 généralement trois - mesurant chacun la vitesse angulaire du porteur autour d'un axe.

A partir de ces mesures inertielles, on estime, par résolution d'un système différentiel donné par un modèle d'état connu de l'art antérieur, un état 25 comprenant les paramètres de navigation du porteur : coordonnées de vitesse et de position dans un repère prédéterminé, et orientation et vitesse angulaire par rapport à une référence.

La résolution du système différentiel met en œuvre des étapes d'intégration

30 des mesures inertielles. Les mesures inertielles comportent des erreurs qui, si elles ne sont pas corrigées, se retrouvent ainsi dans les paramètres de navigation. On parle alors de dérive inertielle. En particulier, les coordonnées de position du porteur estimées à partir des mesures inertielles peuvent être très éloignées de la réalité après un certain temps d'intégration.

Les erreurs de mesures d'un capteur peuvent provenir d'un biais ou d'un facteur d'échelle, que l'on désignera par la suite comme « erreurs inertielles ».

On cherche alors à estimer les erreurs inertielles des différents capteurs du système de navigation et à les compenser par recalage des paramètres de navigation au cours d'un processus dit « d'alignement » du système.

De manière classique, l'état que l'on cherche à estimer comprend également les erreurs inertielles, de sorte que l'on puisse estimer les défauts et les compenser par une étape de recalage.

A cet effet, il est connu d'utiliser une hybridation entre l'état estimé et des données auxiliaires. On compare pour ce faire tout ou partie de l'état estimé avec des données provenant d'une source auxiliaire au système de navigation inertielle. L'hybridation permet ainsi d'estimer les erreurs inertielles et de recaler les paramètres de navigation, ce qui diminue la dérive inertielle et améliore la performance du système.

La comparaison et le recalage sont connus de l'homme de l'art et réalisables, par exemple, à l'aide d'un filtre de Kalman.

Un procédé classique et efficace d'alignement consiste à effectuer une hybridation à l'arrêt, en utilisant la vitesse nulle de l'avion comme donnée auxiliaire.

Cette hybridation dite « à vitesse nulle » n'est bien sur pas réalisable lorsque l'avion se met en mouvement pour le décollage ni en vol. Or, le trafic aérien impose de plus en plus de contraintes sur la disponibilité des systèmes de navigation, ce qui implique une diminution du temps disponible pour l'alignement.

En outre, la performance de l'hybridation à vitesse nulle est limitée au point où on ne peut plus découpler les défauts inertiels des différents capteurs.

Lorsque le porteur est en mouvement, on a alors recours à des systèmes auxiliaires pour obtenir des données auxiliaires nécessaires à l'hybridation.

De tels systèmes auxiliaires sont connus de l'art antérieur, et comprennent par exemple des dispositifs GNSS, ou des baro-altimètres. En plus de l'inconvénient d'embarquer un système auxiliaire sur le porteur, les solutions précédentes comportent des difficultés propres, à savoir :

- les dispositifs GNSS peuvent être la cible de brouillages, auquel cas le système de navigation ne peut plus exploiter ces données de manière fiable ;

- les baro-altimètres sont sensibles aux conditions météorologiques, alors que les modèles d'atmosphère sont peu précis.

En outre, les données auxiliaires provenant de systèmes auxiliaires sont fortement imprécises car fortement bruitées, alors même que les normes sur la précision des systèmes de navigation sont de plus en plus strictes.

De plus, les capteurs des systèmes auxiliaires doivent être certifiés à un certain niveau de sécurité.

La demande de brevet FR 2 878 954 propose une solution d'hybridation en mouvement ne requérant pas de système auxiliaire. L'invention décrite dans ce document est basée sur un modèle cinématique à paramètres variables.

Le modèle cinématique fournit une donnée auxiliaire dans une direction déterminée automatiquement en fonction de l'état estimé par le modèle d'état.

Cette hybridation dépend donc fortement de la trajectoire du porteur du système de navigation inertiel.

En particulier sur une surface plane, les données auxiliaires sont sensibles au contact entre le porteur et le sol. Le glissement du porteur par rapport au sol est alors néfaste aux performances du système.

PRESENTATION DE L'INVENTION

L'invention a pour objectif de pallier au moins un des inconvénients précités, et vise plus précisément à limiter la divergence du système de navigation inertielle afin de maintenir des conditions de performance et de sécurité requises pour le décollage. A cet effet, l'invention propose selon un premier aspect un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur, comprenant des étapes de :

- réalisation de mesures inertielles de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles, - estimation d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, mises en œuvre alors que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane dont une incertitude sur la planéité est limitée par un majorant connu :

- comparaison d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée, - détermination d'une imprécision associée à ladite donnée auxiliaire en fonction du majorant connu, et

- recalage dudit état en fonction de la comparaison et de l'imprécision.

Le procédé selon l'invention est avantageusement complété par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :

- le paramètre de navigation selon la composante verticale est une vitesse verticale, la donnée auxiliaire prédéterminée est une vitesse verticale nulle, et dans lequel l'imprécision est en outre déterminé en fonction d'une vitesse instantanée du porteur obtenue à partir des paramètres de navigation estimés,

- le paramètre de navigation selon la composante verticale est une position verticale, et dans lequel la donnée auxiliaire prédéterminée est une position verticale constante,

- le procédé comprend en outre une étape de test de maintien au sol comprenant une comparaison d'une vitesse instantanée du porteur obtenue à partir de paramètres de navigation estimés avec une vitesse seuil prédéterminée, le test étant négatif si la vitesse instantanée est supérieure à la vitesse seuil, auquel cas les étapes de comparaison, détermination de l'imprécision et de recalage de l'état ne sont pas mises en œuvre,

- les étapes sont répétées de manière itérative, l'état recalé d'une itération servant à l'estimation de l'état de l'itération suivante.

L'invention propose également selon un deuxième aspect un système de navigation inertielle destiné à être embarqué dans un porteur, comprenant :

- des moyens de mesures inertielles de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles,

- des moyens d'estimation d'un état comprenant des paramètres de navigation inertielle du porteur et les erreurs inertielles, - des moyens de comparaison d'un paramètre de navigation selon la composante verticale avec une donnée auxiliaire prédéterminée, destinés à fournir un résultat de comparaison, et

- des moyens de détermination d'une imprécision associée à ladite donnée auxiliaire en fonction d'un majorant connu d'une incertitude sur la planéité d'une surface sur laquelle le porteur est amené à se déplacer, et

- des moyens de recalage dudit état en fonction du résultat de comparaison et de l'imprécision.

Le système selon le deuxième aspect de l'invention est avantageusement complété par des moyens de mise en œuvre du procédé selon le premier aspect de l'invention.

L'invention présente de nombreux avantages. L'invention permet d'utiliser toutes les phases qui précèdent le décollage afin de poursuivre la phase d'alignement sans pour autant nécessiter d'embarquer des capteurs supplémentaires sur l'avion. On s'affranchit ainsi des inconvénients propres aux dispositifs GNSS (brouillage) et aux baroaltimètres (sensibilité aux conditions météorologiques). Par ailleurs, dans le cadre de l'invention, aucune information sur la trajectoire ou la qualité du contact entre le porteur et le sol n'est nécessaire. Il suffit que le porteur se déplace sur une surface sensiblement plane, dont un majorant de l'erreur de planéité est connu. En outre, l'imprécision des données auxiliaires pour une hybridation en mouvement selon l'invention est plus faible que dans les solutions de l'art antérieur.

Enfin, le système de navigation selon l'invention est susceptible de présenter de bonnes performances - satisfaisant aux normes de sécurités - avec des capteurs de qualité moindre que ceux actuellement utilisés. Ainsi, l'invention permet de diminuer le coût d'un système de navigation inertiel tout en respectant les normes de sécurité. Parallèlement, l'invention permet, à qualité de capteurs égale, d'augmenter les performances de systèmes de navigation existants.

L'invention peut être utilisée en complément des solutions déjà proposées par l'art antérieur. PRESENTATION DES FIGURES

D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard de la figure unique annexée, laquelle représente, sous la forme d'un schéma bloc, un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur selon un mode de réalisation de l'invention.

DESCRIPTION DETAILLEE

II est fait référence au schéma de la figure 1 , sur lequel les blocs et flèches en trait plein correspondent à un premier mode de réalisation du procédé selon le premier aspect de l'invention, et les blocs et flèches en trait pointillé correspondent à d'autres modes de réalisation possibles du procédé selon le premier aspect de l'invention.

Dans la suite, on entend par « erreur sur la planéité entre deux points » d'une surface le rapport entre l'écart de leurs hauteurs respectives - par rapport à une hauteur de référence - sur leur distance.

Ainsi, entre deux points situés à des hauteurs respectives de 1.05m et 0.95m - par rapport au niveau de la mer - et distants de 10m, l'erreur sur la planéité est de 1 %,

On entend par ailleurs par « erreur sur la planéité d'une surface » l'erreur maximale sur la planéité entre tout couple de points de cette surface.

Le système selon le deuxième aspect de l'invention est destiné à être embarqué dans un porteur dont on cherche à estimer des paramètres de navigation inertielle, lequel porteur peut être amené à se déplacer sur une surface dont l'erreur de la planéité est limitée par un majorant δ connu.

Par exemple, l'invention concerne la détermination de paramètres de navigation inertielle d'un avion se déplaçant sur une piste d'aéroport, une erreur de planéité de la piste étant limitée par un majorant imposé par les normes de construction, donc connu. Dans le cas de pistes d'aéroport, ce majorant est généralement inférieur à 1 %.

En référence à la figure 1 , un procédé de détermination de paramètres de navigation inertielle d'un porteur selon un premier mode de réalisation possible du premier aspect de l'invention comprend une étape de réalisation de mesures inertielles S1 de déplacement du porteur, les mesures pouvant comprendre des erreurs inertielles, et une étape d'estimation S2 d'un état comprenant les paramètres de navigation inertielle et les erreurs inertielles.

Les mesures peuvent être réalisées par des accéléromètres et des gyromètres ou des gyroscopes, ou encore par tout moyen de mesures inertielles connu de l'homme de l'art. L'estimation est réalisée de manière classique par résolution d'un système différentiel sur l'état, donné par un modèle d'état connu de l'état de l'art, par un moyen d'estimation, par exemple un processeur.

L'invention propose une hybridation avec une donnée auxiliaire pour limiter une dérive inertielle due à une intégration des erreurs inertielles.

Le procédé selon l'invention comprend à cet effet :

- une étape de comparaison S3 d'un paramètre de navigation selon la composante verticale, estimé au cours de l'étape S2, avec une donnée auxiliaire prédéterminée Y, et

- une étape de détermination S4 d'une imprécision R associée à la donnée auxiliaire Y, en fonction du majorant δ. On entend par « donnée auxiliaire » une donnée qui ne provient ni des mesures inertielles ni du modèle d'état, et par «donnée auxiliaire prédéterminée » une donnée auxiliaire indépendante du déplacement du porteur.

On choisit un paramètre selon la composante verticale, justement parce que le porteur est amené à se déplacer sur une surface sensiblement plane. Ainsi, à l'erreur de planéité près, les composantes verticales du mouvement (vitesse, position) du porteur sont connues et peuvent constituer des données auxiliaires prédéterminées.

Le procédé selon l'invention comprend encore une étape de recalage S5 de l'état en fonction de la comparaison S3 et de l'imprécision R déterminée au cours de l'étape S4.

La comparaison entre le paramètre de navigation selon la composante verticale et la donnée auxiliaire est ainsi utilisée, en tenant compte de l'imprécision R correspondant à la donnée auxiliaire, pour recaler l'état.

L'étape S5 peut être réalisée par tout moyen de recalage connu de l'homme de l'art.

A titre d'exemple non limitatif, l'étape de recalage S4 peut réalisée à l'aide d'un filtre de Kalman.

Dans ce cas, l'étape S5 comprend une sous-étape de détermination d'une matrice de gains en fonction de l'état estimé et de l'imprécision R, et une sous-étape de recalage de l'état en fonction de la matrice de gain et de la comparaison. Selon un mode de réalisation de l'invention, le paramètre de navigation selon la composante verticale est une vitesse verticale du porteur. La donnée auxiliaire Y correspondante est une vitesse verticale nulle, le porteur étant amené à se déplacer sur une surface sensiblement plane.

L'imprécision R sur la donnée Y est déterminée par projection d'une vitesse instantanée estimée du porteur selon la composante verticale, selon la formule : R=δ ^* V, où V est une vitesse instantanée du porteur calculée à partir des coordonnées de vitesse estimées du porteur.

On va maintenant donner un exemple numérique de l'imprécision sur la donnée auxiliaire dans le cadre de l'invention, dans le cas d'un avion se déplaçant à une vitesse instantanée de 50km/H sur la surface d'une piste d'aéroport dont l'erreur sur la planéité est limitée par 1 %,

L'imprécision sur la donnée auxiliaire Y de vitesse verticale nulle est de 0.5km/h, soit 0.14m/s.

Par comparaison, les données auxiliaires de vitesse verticale obtenues par un système auxiliaire de type dispositif GPS ont une imprécision de l'ordre de 0.7m/s (à 3 sigma).

Selon un autre mode de réalisation de l'invention, le paramètre de navigation selon la composante verticale est une position verticale. La donnée auxiliaire Y correspondante est une position verticale constante, c'est-à-dire la hauteur du système de navigation inertielle réalisant les mesures (étape S1 ) par rapport à la surface plane.

L'imprécision R sur la donnée Y est déterminée par intégration de l'imprécision sur la vitesse verticale sur une période T du filtre de Kalman, soit R=δ *V*T. On va maintenant donner un exemple numérique de l'imprécision sur la donnée auxiliaire dans le cadre de l'invention, dans le cas d'un avion se déplaçant à une vitesse instantanée de 50km/H sur la surface d'une piste d'aéroport dont l'erreur sur la planéité est limitée par 1 %, la période du filtre de Kalman étant de 4s.

L'imprécision sur la donnée auxiliaire Y de position verticale constante est de 0.56m.

Par comparaison, les données auxiliaires de position verticale obtenues par un système auxiliaire de type baro-altimètre ont une imprécision de l'ordre de 6m.

Selon une variante de l'invention, le procédé comprend une étape de test SO de maintien au sol du porteur.

Ce test est particulièrement utile dans le cas d'un porteur susceptible de décoller de la surface, comme un avion sur une piste d'aéroport.

En effet, si l'invention est particulièrement avantageuse pour un porteur se déplaçant sur une surface plane, elle perd de son intérêt si le porteur a décollé de la surface puisque la donnée auxiliaire Y est déterminée pour correspondre à un déplacement du porteur sur cette surface (vitesse verticale nulle, position verticale fixe).

A cet effet, l'invention prévoit une vitesse seuil du porteur au-delà de laquelle le porteur est considéré comme ayant décollé de la surface, la donnée auxiliaire Y prédéterminée n'étant alors plus fiable.

L'étape SO comprend ainsi une comparaison de la vitesse V avec une vitesse seuil prédéterminée, le test de maintien au sol étant négatif si la vitesse V est supérieure à la vitesse seuil. Dans ce cas, les étapes S3, S4 et S5 ne sont pas mises en œuvre.

Préférentiellement, la vitesse seuil est prédéterminée en fonction de la taille et de la forme du porteur sur lequel le système de navigation selon cette variante de l'invention est destiné à être embarqué.

A titre d'exemple, pour un porteur du type avion de transport civil, la vitesse seuil peut être prédéterminée à environ 100km/h.

Selon un autre mode de réalisation de l'invention, les étapes du procédé sont répétées de manière itérative.

L'étape d'estimation S2 est généralement réalisée par résolution d'un système différentiel de l'état mettant en jeu des intégrations des paramètres de navigation.

Dans le cadre de l'invention, les intégrations peuvent être réalisées par toute méthode d'intégration discrète connue de l'homme de l'art.

A titre d'exemple non limitatif, les intégrations peuvent être réalisées par méthode des rectangles, par méthode de Crank-Nicholson, ou par méthode de Runge-Kutta.

Selon cette variante de l'invention, une intégration au cours d'une itération des étapes du procédé selon l'invention peut utiliser l'état recalé au cours de l'étape S5 de l'itération précédente.

Ainsi, l'état estimé est calculé à partir de l'état recalé - plus proche de la réalité - ce qui permet d'améliorer les performances du système selon le deuxième aspect de l'invention.