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WO2009007530A2 - Procédé et système d'estimation de la vitesse angulaire d'un mobile - Google Patents

Procédé et système d'estimation de la vitesse angulaire d'un mobile Download PDF

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WO2009007530A2
WO2009007530A2 PCT/FR2008/000783 FR2008000783W WO2009007530A2 WO 2009007530 A2 WO2009007530 A2 WO 2009007530A2 FR 2008000783 W FR2008000783 W FR 2008000783W WO 2009007530 A2 WO2009007530 A2 WO 2009007530A2
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WO
WIPO (PCT)
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accelerometers
signals
angular velocity
aircraft
angular
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/FR2008/000783
Other languages
English (en)
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WO2009007530A3 (fr
Inventor
Jean-Paul Petillon
Marc Salesse-Lavergne
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Helicopters SAS
Original Assignee
Eurocopter France SA
Eurocopter SA
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 Eurocopter France SA, Eurocopter SA filed Critical Eurocopter France SA
Priority to US12/663,670 priority Critical patent/US8543281B2/en
Publication of WO2009007530A2 publication Critical patent/WO2009007530A2/fr
Publication of WO2009007530A3 publication Critical patent/WO2009007530A3/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • 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
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    • G01P15/00—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration
    • G01P15/18—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration in two or more dimensions

Definitions

  • the present invention relates to a method and a system for estimating the angular velocity of a mobile.
  • the technical field of the invention is that of the manufacture of autopilot systems on board aircraft.
  • the present invention relates in particular to a method and a system of control sensors which combine data resulting from measurements delivered by several sensors.
  • the invention relates to inertial reference systems (Inertial
  • the control of a mobile / aircraft requires inertial measurements concerning the six degrees of freedom of the mobile. These are usually measurements of the three components of the angular velocity vector on the one hand, and the three components of the angular acceleration vector on the other hand.
  • angular measurements were first made by gyroscopes, then by gyrometers that directly measure components of the angular (rotational) speed of the wearer.
  • gyrometers there are notably the "strap down" gyroscopes (ie whose axes of rotation are forced to remain parallel to the axes of the wearer, the force applied being proportional to the angular velocity).
  • laser gyrometers optical fiber laser gyros, and resonant structure gyrometers.
  • a mechanical resonator such as a tuning fork
  • the movements perpendicular to the excitation plane are measured.
  • Coriolis forces tending to maintain the plane of vibrations fixed in an inertial reference, these perpendicular components appear only in the presence of angular velocity and are proportional to the amplitude of the latter.
  • This type of resonator can be miniaturized up to the scale of a microstructure (electromechanical microstructure "MEMS") in silicon and take place in an integrated circuit, which allows to manufacture a gyro whose cost is reduced.
  • MEMS electronic mechanical microstructure
  • laser gyrometers are generally used whose intrinsic noise level is of the order of 100 times lower than the noise level of a micro-sensor (MEMS type).
  • MEMS type micro-sensor
  • Gyrometers are essential sensors of an autopilot (hereinafter "PA") aircraft.
  • PA autopilot
  • the system including an aircraft 20 and its AP can be modeled as illustrated in FIG. 2.
  • the main objective of an AP is to stabilize the aircraft against the disturbances caused by the turbulence of the air mass.
  • One way of modeling the effect of these turbulences is to represent them as a term 21 adding to the movements of the actuators 22 of the flight controls.
  • FIG. 2 makes it possible to establish the following transfer function (where ⁇ is the effective angular velocity, P is the disturbance, B is the noise of the gyrometer 24, C is the gain of a correction filter 23 for the measurements. of the gyrometer, and where the transfer functions of the aircraft, the actuator and the gyrometer are assimilated to unity):
  • DSP Power Spectral Density
  • an Open Loop (OL) type MEMS gyrometer as a function of the frequency - as abscissa -.
  • the noise level of a FOG is the limiting criterion in the improvement of an AP in terms of resistance to turbulence, a MEMS gyrometer, even of the "closed loop" type, has an excessive level of noise.
  • an "in f" noise profile (ie increasing in proportion to the frequency) makes the gain adjustment more sensitive: unlike the FOG where the noise amplitude increases like the square root bandwidth, the level of noise transmitted by the MEMS grows directly like the frequency.
  • An object of the present invention is to reduce the "high frequency" measurement noise (especially for frequencies above one Hertz) of a gyrometer.
  • gyrometers are needed to ensure the long-term stability (i.e., non-divergence) of the measured / estimated angular velocity.
  • the known angular accelerometers consist of a flywheel mounted on a shaft having a torsional elasticity. The torsional deflection is measured to deduce the angular acceleration. These sensors are bulky and are not adapted to the positioning of an aircraft. Miniature sensors (MEMS) used for speed control of the trays of a computer hard disk have too low sensitivity.
  • MEMS Miniature sensors
  • EP170314 and US4628729 disclose an angular position determining device comprising an angular accelerometer for determining the high frequency components of a signal corresponding to the angle to be measured, and an electrolytic sensor for determining the low-level components. frequency of this signal.
  • Patents FR-2552222 and US-4601206 describe the use of accelerometers to correct cone and scallop errors; it is proposed to use broadband accelerometers or to combine low frequency accelerometers and high frequency accelerometers.
  • An object of the invention is to provide an inertial system for autopilot on board or embarkable on board an aircraft, which is improved and / or which remedies, at least in part, the shortcomings or disadvantages of such systems.
  • miniature linear accelerometers to combine and then integrate signals obtained from these accelerometers to develop calculated angular velocity signals, and to combine, by complementary filtering in the frequency domain, these angular velocity signals calculated with angular velocity signals measured by gyrometers, to obtain hybrid (estimated) hybrid angular velocity signals.
  • the angular velocity is measured by gyrometers delivering signals of measured angular velocity ⁇ m ,
  • the angular acceleration of the aircraft is measured by angular accelerometers delivering angular acceleration signals ⁇ m of the aircraft, the signals of the measured angular velocity and the measured angular acceleration signals are combined, by complementary filtering in the frequency domain, to obtain estimated hybridiene estimated angular rate signals.
  • the high frequencies of the measured angular velocity signals ⁇ m are attenuated by filtering as well as the low frequencies of the angular velocity signals obtained by integration of the angular acceleration;
  • a cluster of at least six linear (preferably mono-axial or biaxial) accelerometers is used, and three components of the angular acceleration of the aircraft according to at least six scalar acceleration measurements respectively delivered by the linear accelerometers;
  • a fault detection signal is produced when the reference value is exceeded for several successive cycles.
  • the invention can be implemented by a processor of an on-board or on-board computer, which executes a program comprising instructions corresponding to the signal processing steps, including the filtering and the combination of the signals of the accelerometers. and the signals of the gyrometers.
  • a program comprising a code that can be used by a calculator of an aircraft to determine the angular speed of the aircraft, comprises:
  • a third code segment for hybridizing the measured angular velocity data and the measured angular acceleration data and obtaining estimated angular velocity data ⁇ .
  • a system for determining the angular velocity of an aircraft which comprises gyrometers delivering measured angular velocity signals ⁇ m , and which further comprises:
  • accelerometers delivering angular acceleration signals (û m of the aircraft,
  • a hybridization module coupled to the gyrometers and accelerometers for combining, by complementary filtering in the frequency domain, the measured angular velocity signals and the measured angular acceleration signals, and obtaining hybrid angular velocity signals ⁇ .
  • the gyrometers have a noise whose spectral power density (DSP) is substantially uniform at least in a band of frequency ranging from about 0.1 Hz to about 10 Hz, or a noise whose power spectral density (PSD) is substantially proportional to the frequency at least in a frequency band from about 1 Hz to about 10 Hz;
  • DSP spectral power density
  • PSD power spectral density
  • the accelerometers have a noise whose power spectral density (PSD) is substantially uniform at least in a frequency band ranging from about 0.1 Hz to about 10 Hz;
  • PSD power spectral density
  • the system comprises at least six linear accelerometers mutually rigidly secured in a configuration having a central symmetry, in particular at least six mono-axial linear accelerometers arranged and oriented in a configuration in which the respective sensitive points of the accelerometers are placed at the respective centers of the edges a regular tetrahedron, and the respective sensitivity axes of the accelerometers are oriented along these edges;
  • the system comprises at least four linear bi-axial accelerometers arranged at the vertices of a regular tetrahedron;
  • the system comprises at least three linear accelerometers arranged in trihedron and three angular accelerometers arranged in trihedron;
  • the gyrometers and / or the accelerometers essentially consist of electromechanical microstructures (MEMS);
  • the hybridization module comprises a filter having a proportional gain (1 / ⁇ ), a low integral gain (1 / ⁇ i) ( ⁇ ⁇ i), and a cutoff frequency of less than 1 Hz, in particular of the order of a few milliHertz;
  • the hybridization module comprises a comparator arranged to compare the innovation ( ⁇ m -G) with a threshold, and a fault confirmation logic connected to the comparator. Thanks to the invention, the stochastic noise (non-deterministic) which is not correlated to the movements of the carrier and which affects the measurements of the gyrometers, is reduced or eliminated by replacing the high frequency components of the gyrometer measurements by the measurements taken from the angular accelerometers.
  • FIG. 1 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the DSP of the respective noise of three types of gyrometers.
  • Figure 2 schematically illustrates the stabilization loop of the angular velocity of an aircraft.
  • FIG. 3 is a block diagram of a hybridization filter of a system according to the invention.
  • FIG. 4 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the DSP of the respective noise of two types of gyrometers on the one hand, of the time integral of an angular accelerometer on the other hand, and noise resulting from the hybridization of the measurement, for each of these two gyrometers.
  • Figure 5 is a block diagram of an embodiment of a system according to the invention.
  • FIG. 6 schematically illustrates the architecture of an angular accelerometer formed from six mono-axial linear accelerometers linked in a regular tetrahedral configuration.
  • FIG. 7 is a block diagram of another embodiment of a system according to the invention.
  • FIG. 8 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the DSP of the respective noise of a gyrometer and of the time integral of the signal coming from an angular accelerometer, and the noise resulting from the Hybridization of the measurements of these two sensors.
  • FIG. 9 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the DSP of the respective noise of a slave gyro and the integral of the signal of an accelerometer.
  • FIG. 10 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the weighting of the signals coming respectively from a gyrometer and the temporal integration of an accelerometer, by a third-order filter of a system hybridization according to the invention.
  • FIG. 11 schematically illustrates the appearance of the variation, as a function of frequency, of the DSP of the respective noise of a gyrometer and the integral of an accelerometer, and of the noise resulting from the hybridization of the measurements of these two sensors by the filter having the characteristics of Figure 10.
  • Figure 12 is a block diagram of another embodiment of a hybridization filter of a system according to the invention.
  • FIG. 13 schematically illustrates the architecture of an angular accelerometer formed from four biaxial linear accelerometers linked in another regular tetrahedral configuration.
  • FIG. 14 is a block diagram of a hybridization system according to the invention integrating fault monitoring means.
  • the high frequency components of the measurements of the gyrometers are attenuated, and the dynamic thus altered is restored by accelerometers. which measure the derivative of the quantity of interest, ie the angular velocity of the aircraft.
  • a hybridization filter 25 which, as illustrated in FIG. 3, comprises:
  • a filter 27 connected to the subtracter 26, which receives as input the innovation ( ⁇ m - ⁇ ) produced by the subtractor 26, which outputs a bias correction and has the characteristics detailed below,
  • an adder 28 connected to the filter 27, receiving as input the output signal of this filter as well as the measurement ⁇ m of angular acceleration delivered by the angular accelerometer, and
  • an integrator 29 connected to the summator 28, receiving as input the sum produced by the latter, and outputting the estimated angular velocity ⁇ .
  • the angular accelerometer has a uniform DSP noise (ie white noise)
  • the resulting angular velocity estimate (temporally integrated) has a spectral noise distribution in "1 / f", which intersects with the noise DSP of the gyrometer (which is "white” or "f"). It is then sufficient to adjust the shape and the cutoff frequency of the filter, ie the structure and the values of the coefficients of the filter H (p) of FIG. 3, so that it "selects", for each frequency band, the best source: accelerometer or gyrometer.
  • FIG. 4 shows the respective noise spectra of a MEMS-OL gyrometer (reference 37) and the integral (reference 38) of a signal delivered by an angular accelerometer, as well as the noise spectrum 39 of the Hybrid measurement resulting from this first combination; are equally
  • the noise spectrum 43 of a MEMS-CL gyrometer and the noise spectrum 46 of the hybrid measurement resulting from the combination of the latter and the accelerometer are shown.
  • An angular accelerometer is preferably chosen whose noise level is sufficiently low so that the intersection of the spectra is located at the lowest possible frequency, so as to remove the maximum of gyrometer noise.
  • high noise level accelerometers can be used by increasing the positional distance between the sensors to increase the leverage of the sensors relative to the center of rotation.
  • An inertial sensor of the AHRS type typically contains three gyrometers mounted in trihedron as identified in FIG. 5, and three linear accelerometers, also mounted in trihedron.
  • an inertial sensor according to the invention may consist essentially of a conventional AHRS supplemented by three linear accelerometers for measuring the angular acceleration (ie a total of nine accelerometers); according to another embodiment, the sensor according to the invention comprises three gyrometers mounted in trihedron and six linear accelerometers arranged in a symmetrical configuration such as that illustrated in FIG.
  • a "cluster" or set identified in FIGS. 5 and 6 of six linear accelerometers makes it possible not only to measure the three components of angular acceleration ⁇ m , but also the three components of linear acceleration ⁇ m ; these data are outputted from a matrix calculation module 32 which receives the signals as input six linear accelerometers; this module also receives the angular velocity estimated previously to correct the linear acceleration of centripetal parasitic terms.
  • a calculation module 33 which calculates, as a function of these data, speed and altitude aid signals 34 and signals derived from a magnetometer, on the basis of an algorithm of a virtual "strap-down" platform, the angles of roll, pitch and heading, as well as the altitude and the speed of the aircraft which are delivered at the exit 35 (see FIG.
  • the linear (measured) acceleration components ⁇ m , the angular (measured) acceleration ⁇ m , and the angular velocity (estimated) ⁇ are delivered to the autopilot.
  • the hybridization module 25 also outputs a sensor failure detection signal 36 as described in detail hereinafter.
  • a system according to the invention therefore makes it possible to reduce the noise level of the angular velocity measurement, and to offer two additional functions: the supply of the angular acceleration measurement as such (which can be used as PA input), and the monitoring of the correct functioning of certain components of the system: by segregation of the acquisitions and treatments of the accelerometer cluster on the one hand, and the three gyrometers on the other hand, there are two distinct sources to measure the same angular movement. We can then monitor each other and significantly reduce the rate of occurrence of undetected failures.
  • linear accelerometers (mono-axial) which are rigidly connected to one another and arranged and oriented in a first configuration illustrated in FIG. 6 in which: the sensitive points represented by respective small gray discs of the accelerometers marked 1 to 6 are placed at the respective centers of the edges of a regular tetrahedron, and
  • the sensitivity axes represented by arrows originating from the respective gray discs of the accelerometers marked 1 to 6 are oriented along these edges.
  • p is the length of the edge of the cube in which the tetrahedron is inscribed, the edges of the tetrahedron respectively corresponding to the diagonals of the faces of the cube.
  • an angular acceleration component is the sum of four linear accelerations divided by "If the linear acceleration noise is", the angular acceleration noise is therefore :
  • Y lyfl p -Jl p MEMS accelerometers generally have white noise (ie a substantially constant DSP for useful frequencies). The angular acceleration noise is therefore white as well.
  • the DSP of the angular velocity noise affecting a MEMS gyrometer depends on its technology. Open-loop sensors have white noise, while slave sensors have a frequency-dependent DSP.
  • the frequency corresponding to the point d intersection of the respective noise density spectra of the angular velocities "gyrometer” and “accelerometer” is equal to:
  • the order of magnitude of this frequency may be a few milli
  • the global transfer function of the filtering and hybridization system illustrated in FIG. 3 is:
  • FIG. 8 illustrates in greater detail, in superposition, the respective noise spectra of the two inputs and the filter output: the noise 37 of a MEMS-OL gyrometer, the noise integral of an MEMS angular accelerometer, and the resultant hybrid noise.
  • the Gyrometer noise is a second-order bandpass filtered white noise with a high overvoltage coefficient.
  • the spectrum 43 of the noise has a peak (maximum) for the resonance frequency 42 of the gyrometer, as shown in FIG. 9.
  • the noise of the gyrometer can be considered as coming from a "colored" white noise by a derivation filter.
  • the hybridization filter must therefore behave like a first 2nd order low pass filter for the gyrometer, so that its high frequency residual noise decreases "in 1 / f", and as a 2nd order high pass filter for the angular accelerometer, so that its residual noise low frequency tends to 0 "in f".
  • FIGS. 10 and 11 illustrate characteristics and performances of such filters which have been established for values of a, b and c such that the denominator common to both terms of the transfer function is
  • FIG. 10 illustrates the weighting curves corresponding to the modules of the two respective transfer functions 44, 45 of said first and second filters which respectively reject the low and high frequencies (as filters of the 2nd order).
  • FIG. 11 illustrates in more detail the spectra 38, 43 of the two sources of noise (integrated angular accelerometer and gyrometer), as well as the spectrum 46 of the hybrid noise resulting from the filtering.
  • the filter 27 comprises in this case a first branch comprising a gain amplifier 50 equal to 1 / ⁇ , and a second branch comprising an integrator 51, 52 of integral gain equal to 1 / ⁇ i. These two branches are connected in parallel between the output of the computation subtractor 26 of the innovation, and the input of a summator 53 whose output is connected to the input of the summator 28.
  • the 3rd order filter described above behaves like a 2nd order high pass for integrated angular acceleration.
  • the combination of the 2nd order and the integration operation gives a behavior at low frequencies of the first order with respect to the angular acceleration measurement.
  • the bias is rejected by this filter.
  • An advantage of the invention is to provide two independent sources for measuring angular movements. Monitoring the coherence between these two sources makes it possible to detect faults of one of the two sources, and to considerably reduce the rate of occurrence of dangerous faults.
  • an autopilot which comprises only one AHRS according to the invention, this simple detection of the failure (ie without localization) allowing at least to passivate it (ie to freeze the actuators) and to alert the pilot of the aircraft.
  • Such a system is therefore fail passive, whereas conventional systems require a second inertial sensor.
  • it is not necessary to have a third source to determine, in the event of a failure, which of the two is down, since each of the two AHRS detects itself. his own failures. It is therefore possible to design a fail-operational system based on only two AHRSs according to the invention whereas conventional systems require a third inertial sensor.
  • a monitoring technique dealing with "innovation” i.e. the discrepancy signal between the estimate and the measurement
  • this signal is close to a white noise with zero average.
  • a bias appear (either instantaneous if the failure concerns the gyrometer and is manifested as an error step, or progressive if it is an accelerometer failure).
  • the innovation can be compared to a threshold (in fact at 2 symmetrical thresholds, positive and negative) and signal a failure when the threshold is exceeded.
  • This processing can be performed by a module 60 calculating the absolute value of the innovation taken at the output of the subtracter 26 of the filter 25, and delivering this absolute value at the input of a comparator 61 whose second input is connected to a reference value 62 corresponding to the detection threshold, as illustrated in FIG.
  • the hybridization filter of a device according to the invention is thus advantageously supplemented with a threshold comparator and a logic 63 for confirming the failure to increase the coverage rate of the integrated test, as shown in FIG. 14 .
  • IMU Inertial Measurement Unit
  • the angular accelerometer is made using a cluster of linear accelerometers, it is possible to also provide an estimate of the linear acceleration at a point.
  • the linear acceleration in the center of the tetrahedron is computable as described in the aforementioned "A Compensator to Advance Gyro-Free INS Precision" document:
  • centripetal acceleration the system of equations is hyperstatic (6 linear accelerometers to measure the 3 acceleration components), is solved simply by least squares, and corresponds to the left term of the expression above. above. Due to the overabundance of accelerometers, it is possible to detect an accelerometer failure, for example by comparing the residue of the least square with a threshold.
  • the right-hand term of the previous expression corrects the centripetal acceleration effects that occur because accelerometers are not merged at one point.
  • the angular velocity components used may advantageously be the hybrid estimates. For a realization of small size (p neighbor of 10 cm for example), this term can possibly be neglected.
  • the increase of the natural frequency of the "PA + aircraft" loop has no more influence on the amplitude of sensor noise transmitted to the aircraft.
  • an open loop gain as high as desired, which is no longer limited by problems of closed loop stability.
  • the advantage of a low-pass filtering of high frequencies of noise by means of a white noise angular accelerometer is particularly important for MEMS gyrometers, those of the resonant structure type that are easily applicable to the invention.
  • the invention can also, even if their intrinsic noise is low, remove them still high frequency noise and allow a higher control loop gain thus improving the quality of control automatic.
  • the system comprises three MEMS angular accelerometers arranged in trihedron 70 which directly measure the angular acceleration of the carrier, three gyrometers 31 and three linear accelerometers 71 in trihedron ; the signals delivered by these sensors are delivered at the input of the hybridization and virtual platform calculation modules.
  • each accelerometer has two axes (as marked x_ and y_) of orthogonal sensitivity and delivers two corresponding linear (axial) acceleration signals.
  • a simple matrix product makes it possible to calculate the three angular acceleration components as a function of the eight "scalar" acceleration measurements delivered by these four bi-axial sensors.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de détermination de la vitesse angulaire d'un aéronef, dans lequel : on mesure la vitesse angulaire par des gyromètres délivrant des signaux de vitesse angulaire mesurée ϖm, on mesure l'accélération angulaire de l'aéronef par des accéléromètres délivrant des signaux d'accélération angulaire ϖm, de l'aéronef, et on combine, par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, les signaux de vitesse angulaire mesurée et les signaux d'accélération angulaire mesurée, pour obtenir des signaux de vitesse angulaire hybride ϖ.

Description

Procédé et système d'estimation de la vitesse angulaire d'un mobile
La présente invention est relative à un procédé et à un système d'estimation de la vitesse angulaire d'un mobile.
Le domaine technique de l'invention est celui de la fabrication de systèmes de pilotage automatique embarqués à bord d'aéronefs.
La présente invention est en particulier relative à un procédé et à un système de capteurs de pilotage qui combinent des données résultant de mesures délivrées par plusieurs capteurs.
Au sens de la présente demande, sauf indication -explicite ou implicite- contraire, les termes « mesure », « donnée », « signal », et leurs dérivés, sont considérés comme équivalents, et les termes « combiner », « hybrider », et leurs dérivés, sont considérés comme équivalents.
L'invention concerne les systèmes de référence inertielle (Inertial
Référence Systems, 1RS) et les systèmes de mesure des attitudes et cap (Attitude & Heading Référence Systems, AHRS), particulièrement ceux basés sur des gyromètres à technologie MEMS (« Micro Electro-Mechanical
Systems ») .
Le contrôle d'un mobile/aéronef requière des mesures inertielles concernant les six degrés de liberté du mobile. Il s'agit usuellement des mesures des trois composantes du vecteur vitesse angulaire d'une part, et des trois composantes du vecteur accélération angulaire d'autre part.
Historiquement, les mesures angulaires furent d'abord réalisées par des gyroscopes, puis par des gyromètres qui mesurent directement des composantes de la vitesse angulaire (de rotation) du porteur.
Parmi les gyromètres, on distingue notamment les gyroscopes « strap down » (i.e. dont on force les axes de rotation à rester parallèles aux axes du porteur, l'effort appliqué étant proportionnel à la vitesse angulaire), les gyromètres laser, les gyromètres laser à fibre optique, et les gyromètres à structures résonnantes.
Dans un gyromètre à structure résonnante, on fait vibrer et on maintient en oscillation un résonateur mécanique (tel qu'un diapason) dont on mesure les mouvements perpendiculaires au plan d'excitation. Les forces de Coriolis tendant à maintenir le plan des vibrations fixe dans un repère inertiel, ces composantes perpendiculaires n'apparaissent qu'en présence de vitesse angulaire et sont proportionnelles à l'amplitude de cette dernière.
Ce type de résonateur peut être miniaturisé jusqu'à l'échelle d'une microstructure (microstructure électromécanique « MEMS ») en silicium et prendre place dans un circuit intégré, ce qui permet de fabriquer un gyromètre dont le coût est réduit.
Cependant, dans un tel gyromètre, la masse en résonance étant extrêmement faible, le bruit de mesure est élevé.
Dans une centrale inertielle de précision, on utilise généralement des gyromètres laser dont le niveau de bruit intrinsèque est de l'ordre de 100 fois plus faible que le niveau de bruit d'un micro-capteur (de type MEMS) .
Il est connu d'intégrer des accéléromètres angulaires dans une centrale inertielle « strap down » pour tenter de corriger ses erreurs déterministes (improprement dénommées « bruit haute fréquence ») que sont les effets de cône et de godille qui apparaissent dans les phases de vol dynamiques et en cas de cadence de calcul trop lente ou de bande passante trop faible des gyromètres.
L'amplitude de ces erreurs est gênante dans des centrales inertielles de classe navigation (« Navigation Grade ») mais ne l'est pas pour des capteurs de pilote automatique, d'autant moins qu'on n'est plus limité par la cadence de calcul grâce à la puissance des calculateurs actuels. Ces gyromètres de classe navigation sont des anneaux laser de grande taille ou éventuellement des FOG's de grande dimension également. Les applications navigation sont inaccessibles aux capteurs inertiels MEMS.
Les gyromètres sont des capteurs essentiels d'un pilote automatique (ci après « PA ») d'aéronef. On peut modéliser le système incluant un aéronef 20 et son PA comme illustré figure 2.
L'objectif principal d'un PA est de stabiliser l'aéronef face aux perturbations provoquées par les turbulences de la masse d'air. Une manière de modéliser l'effet de ces turbulences est de les représenter comme un terme 21 s'additionnant aux déplacements des actionneurs 22 des commandes de vol.
Le schéma de la figure 2 permet d'établir la fonction de transfert suivante (où ω est la vitesse angulaire effective, P est la perturbation, B est le bruit du gyromètre 24, C est le gain d'un filtre correcteur 23 pour les mesures du gyromètre, et où on assimile les fonctions de transfert de l'aéronef, de l'actionneur et du gyromètre à l'unité) :
ω 4 1 c Λ(Pλ
\ + C l + C\B)
Du fait des simplifications adoptées, le correcteur se réduit à un intégrateur:
c _ 2π f0 _ 1 P Ψ
Où f0 est la fréquence propre en boucle fermée de l'avion avec son pilote automatique. La fonction de transfert prend alors la forme :
l + ψ 1 + φ k B, On constate que le système est complémentaire. Il filtre « passe haut » les perturbations, et filtre « passe bas » le bruit de mesure de vitesse angulaire, avec la même fréquence de coupure. Si on augmente la fréquence propre (i.e. le gain de boucle ouverte) pour rejeter les perturbations, on augmente de manière égale la largeur de bande du filtre passe-bas transmettant le bruit du capteur à l'avion tout entier.
Dans la mise au point d'un PA d'hélicoptère équipé de gyromètres à fibre optique (« FOG ») présentant pourtant un faible bruit de mesure, le facteur limitant l'augmentation du gain du correcteur est ce bruit de mesure, qui se manifeste par l'apparition de vibrations large bande ressenties par l'équipage. C'est donc le bruit de mesure, même avec des gyromètres de qualité, qui limite la performance globale de la boucle.
La plupart des pilotes automatiques actuels tirent profit du faible bruit de gyromètres FOG, et ce malgré leur coût.
Sur le graphique de la figure 1 , on a représenté les variations de la
DSP (Densité Spectrale de Puissance) —en ordonnée et en degré par seconde par racine carrée de Hertz (°/s/ \Hz) - des bruits de mesure de la vitesse angulaire, respectivement par un gyromètre FOG, un gyromètre MEMS de type « boucle fermée » (CL, « Closed Loop »), et un gyromètre MEMS de type « boucle ouverte » (OL, « Open Loop »), en fonction de la fréquence — portée en abscisse -.
Etant donné que la bande de fréquence de pilotage s'étend bien au- delà de 1 Hz (la bande passante typique d'un gyromètre de PA d'hélicoptère est de 10 Hz), et que le niveau de bruit d'un FOG est le critère limitatif dans l'amélioration d'un PA en termes de tenue aux turbulences, un gyromètre MEMS, même du type « boucle fermée », présente un niveau de bruit excessif.
En outre, un profil de bruit « en f » (i.e. croissant proportionnellement à la fréquence) rend le réglage du gain plus sensible : contrairement au FOG où l'amplitude de bruit croît comme la racine carrée de la bande passante, le niveau de bruit transmis par le MEMS croît directement comme la fréquence.
Un objectif de la présente invention est de réduire le bruit de mesure « haute fréquence » (en particulier pour les fréquences supérieures à un Hertz) d'un gyromètre.
Il a été proposé dans le document « A compensator to advance gyro- free INS précision », Chao-Yu Hung et al, « International Journal of Control, Automation, and Systems », vol.4, no. 3, pp. 351 -358, Juin 2006, un système de navigation inertielle sans gyromètre qui comporte six accéléromètres linéaires (axiaux) orientés selon - et disposés sur - les arêtes d'un tétraèdre (fictif) régulier ; la suppression pure et simple des gyromètres et leur remplacement par l'intégrale de la mesure d'accélérations angulaires nécessite une précision très élevée des accéléromètres linéaires, du fait de la divergence de l'erreur de vitesse angulaire estimée par intégration.
Dans une centrale inertielle d'aéronef, les gyromètres sont nécessaires pour garantir la stabilité (i.e. la non divergence) à long terme de la vitesse angulaire mesurée/estimée.
Il a par ailleurs été proposé dans les brevets US-3824386 et US- 4254465 d'utiliser des accéléromètres angulaires pour déterminer la vitesse angulaire du porteur.
Les accéléromètres angulaires connus sont constitués d'un volant d'inertie monté sur un arbre présentant une élasticité en torsion. On mesure la déflection de torsion pour en déduire l'accélération angulaire. Ces capteurs sont volumineux et ne sont pas adaptés au positionnement d'un aéronef. Des capteurs miniatures (MEMS) utilisés pour la régulation de vitesse des plateaux d'un disque dur d'ordinateur ont une sensibilité trop faible. Les brevets EP170314 et US4628729 décrivent un dispositif de détermination de la position angulaire comportant un accéléromètre angulaire servant à déterminer les composantes haute fréquence d'un signal correspondant à l'angle à mesurer, ainsi qu'un capteur électrolytique servant à déterminer les composantes à basse fréquence de ce signal.
Les brevets FR-2552222 et US-4601206 décrivent l'emploi d'accéléromètres pour corriger les erreurs de cône et de godille ; il est proposé d'utiliser des accéléromètres large bande ou bien de combiner des accéléromètres basse fréquence et des accéléromètres haute fréquence.
L'invention est définie par les revendications.
Un objectif de l'invention est de proposer un système inertiel de pilotage automatique embarqué ou embarquable à bord d'un aéronef, qui soit amélioré et/ou qui remédie, en partie au moins, aux lacunes ou inconvénients des systèmes de ce type.
Selon un aspect de l'invention, il est proposé d'utiliser des accéléromètres linéaires miniature, de combiner puis d'intégrer des signaux obtenus à partir de ces accéléromètres pour élaborer des signaux de vitesse angulaire calculée, et de combiner, par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, ces signaux de vitesse angulaire calculée avec des signaux de vitesse angulaire mesurée par des gyromètres, pour obtenir des signaux de vitesse angulaire hybride (estimée).
Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé de détermination de la vitesse angulaire d'un aéronef, dans lequel :
- on mesure la vitesse angulaire par des gyromètres délivrant des signaux de vitesse angulaire mesurée ώ m,
on mesure l'accélération angulaire de l'aéronef par des accéléromètres angulaires délivrant des signaux d'accélération angulaire ώ m de l'aéronef, - on combine, par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, les signaux de vitesse angulaire mesurée et les signaux d'accélération angulaire mesurée, pour obtenir des signaux de vitesse angulaire estimée ώ dite hybride.
Selon des modes préférés de mise en œuvre du procédé selon l'invention :
- on atténue par filtrage les hautes fréquences des signaux de vitesse angulaire mesurée ώm ainsi que les basses fréquences des signaux de vitesse angulaire obtenus par intégration de l'accélération angulaire ;
- pour mesurer l'accélération angulaire de l'aéronef, on utilise une grappe (« cluster ») d'au moins six accéléromètres linéaires (de préférence mono-axiaux ou bi-axiaux) et on calcule trois composantes de l'accélération angulaire de l'aéronef en fonction d'au moins six mesures scalaires d'accélération respectivement délivrées par les accéléromètres linéaires ;
- on utilise des accéléromètres surabondants (redondants) et on surveille le bon fonctionnement du système de mesure et d'hybridation en comparant l'innovation ( ώ m - ώ) à au moins une valeur de référence ; notons que dans le vocabulaire courant du domaine des filtres de Kalman, le terme « innovation » désigne un écart, de sorte que ( ώ m - ώ ) désigne ici un écart de vitesse angulaire.
- on produit un signal de détection de panne lorsque la valeur de référence est dépassée pendant plusieurs cycles successifs.
L'invention peut être mise en œuvre par un processeur d'un calculateur embarqué ou embarquable à bord d'un aéronef, qui exécute un programme comportant des instructions correspondant aux étapes de traitement de signaux, incluant le filtrage et la combinaison des signaux des accéléromètres et les signaux des gyromètres. Ainsi, un programme comportant un code utilisable par un calculateur d'un aéronef pour déterminer la vitesse angulaire de l'aéronef, comporte :
un premier segment de code pour déterminer des données de vitesse angulaire mesurée (O m de l'aéronef à partir de signaux délivrés par des gyromètres,
un second segment de code pour déterminer des données d'accélération angulaire ώm de l'aéronef à partir de signaux délivrés par des accéléromètres,
- un troisième segment de code pour hybrider les données de vitesse angulaire mesurée et les données d'accélération angulaire mesurée et obtenir des données de vitesse angulaire estimée ώ .
Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un système de détermination de la vitesse angulaire d'un aéronef, qui comporte des gyromètres délivrant des signaux de vitesse angulaire mesurée ώ m, et qui comporte en outre :
- des accéléromètres délivrant des signaux d'accélération angulaire (û m de l'aéronef,
un module d'hybridation couplé aux gyromètres et aux accéléromètres pour combiner, par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, les signaux de vitesse angulaire mesurée et les signaux d'accélération angulaire mesurée, et obtenir des signaux de vitesse angulaire hybride ώ .
Selon des modes préférés de réalisation du système selon l'invention :
- les gyromètres présentent un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement uniforme au moins dans une bande de fréquence allant de 0, 1 Hz environ à 10 Hz environ, ou bien un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement proportionnelle à la fréquence au moins dans une bande de fréquence allant de 1 Hz environ à 10 Hz environ ;
- les accéléromètres présentent un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement uniforme au moins dans une bande de fréquence allant de 0, 1 Hz environ à 10 Hz environ ;
le système comporte au moins six accéléromètres linéaires mutuellement rigidement solidarisés dans une configuration présentant une symétrie centrale, en particulier au moins six accéléromètres linéaires mono-axiaux disposés et orientés selon une configuration dans laquelle les points sensibles respectifs des accéléromètres sont placés aux centres respectifs des arêtes d'un tétraèdre régulier, et les axes de sensibilité respectifs des accéléromètres sont orientés selon ces arêtes ;
- selon une variante, le système comporte au moins quatre accéléromètres linéaires bi-axiaux disposés aux sommets d'un tétraèdre régulier ;
-selon une autre variante, le système comporte au moins trois accéléromètres linéaires disposés en trièdre et trois accéléromètres angulaires disposés en trièdre ;
- les gyromètres et/ou les accéléromètres sont essentiellement constitués par des microstructures électromécaniques (MEMS) ;
- le module d'hybridation comporte un filtre présentant un gain proportionnel (1 /τ), un gain intégral (1 /τi) faible (τ< <τi), et une fréquence de coupure inférieure à 1 Hz, en particulier de l'ordre de quelques milli- Hertz ;
- le module d'hybridation comporte un comparateur agencé pour comparer l'innovation ( ώm - G) ) à un seuil, et une logique de confirmation de panne reliée au comparateur. Grâce à l'invention, le bruit stochastique (non déterministe) qui n'est pas corrélé aux mouvements du porteur et qui affecte les mesures des gyromètres, est réduit ou éliminé en remplaçant les composantes hautes fréquences des mesures du gyromètre par les mesures issues des accéléromètres angulaires.
D'autres aspects, caractéristiques, et avantages de l'invention apparaissent dans la description suivante, qui se réfère aux dessins annexés et qui illustre, sans aucun caractère limitatif, des modes préférés de réalisation de l'invention.
La figure 1 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la DSP du bruit respectif de trois types de gyromètres.
La figure 2 illustre schématiquement la boucle de stabilisation de la vitesse angulaire d'un aéronef.
La figure 3 est un schéma bloc d'un filtre d'hybridation d'un système selon l'invention.
La figure 4 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la DSP du bruit respectif de deux types de gyromètres d'une part, de l'intégrale temporelle d'un accéléromètre angulaire d'autre part, et du bruit résultant de l'hybridation de la mesure, pour chacun de ces deux gyromètres.
La figure 5 est un schéma bloc d'un mode de réalisation d'un système selon l'invention.
La figure 6 illustre schématiquement l'architecture d'un accéléromètre angulaire formé à partir de six accéléromètres linéaires mono-axiaux liés selon une configuration tétraédrique régulière.
La figure 7 est un schéma bloc d'un autre mode de réalisation d'un système selon l'invention. La figure 8 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la DSP du bruit respectif d'un gyromètre et de l'intégrale temporelle du signal issu d'un accéléromètre angulaire, et du bruit résultant de l'hybridation des mesures de ces deux capteurs.
La figure 9 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la DSP du bruit respectif d'un gyromètre asservi et de l'intégrale du signal d'un accéléromètre.
La figure 10 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la pondération des signaux issus respectivement d'un gyromètre et de l'intégration temporelle d'un accéléromètre, par un filtre du troisième ordre d'un système d'hybridation selon l'invention.
La figure 1 1 illustre schématiquement l'allure de la variation, en fonction de la fréquence, de la DSP du bruit respectif d'un gyromètre et de l'intégrale d'un accéléromètre, et du bruit résultant de l'hybridation des mesures de ces deux capteurs par le filtre présentant les caractéristiques de la figure 10.
La figure 12 est un schéma bloc d'un autre mode de réalisation d'un filtre d'hybridation d'un système selon l'invention.
La figure 13 illustre schématiquement l'architecture d'un accéléromètre angulaire formé à partir de quatre accéléromètres linéaires bi-axiaux liés selon une autre configuration régulière à base tétraédrique.
La figure 14 est un schéma bloc d'un système d'hybridation selon l'invention intégrant des moyens de surveillance de panne.
Conformément à un aspect de l'invention, pour diminuer le bruit haute fréquence qui est gênant pour le système de pilotage automatique d'un aéronef, on atténue les composantes haute fréquence des mesures des gyromètres, et on restitue la dynamique ainsi altérée par des accéléromètres qui mesurent la dérivée de la grandeur d'intérêt, i.e. la vitesse angulaire de l'aéronef.
On utilise à cet effet un filtre d'hybridation 25 qui, comme illustré figure 3, comporte :
- un soustracteur 26 recevant en entrée le signal ώ m de mesure de vitesse angulaire délivré par le gyromètre, ainsi que la vitesse angulaire ώ hybride /estimée,
- un filtre 27 connecté au soustracteur 26, qui reçoit en entrée l'innovation ( ώm - ώ) produite par le soustracteur 26, qui délivre en sortie une correction de biais et présente les caractéristiques détaillées plus loin,
- un sommateur 28 connecté au filtre 27, recevant en entrée le signal de sortie de ce filtre ainsi que la mesure ώm d'accélération angulaire délivrée par Paccéléromètre angulaire, et
- un intégrateur 29 connecté au sommateur 28, recevant en entrée la somme produite par ce dernier, et délivrant en sortie la vitesse angulaire estimée ώ .
Lorsque l'accéléromètre angulaire présente un bruit à DSP uniforme (i.e. un bruit blanc), l'estimation de vitesse angulaire qui en est issue (par intégration temporelle) a une répartition spectrale de bruit en « 1 /f », qui présente une intersection avec la DSP de bruit du gyromètre (qui est « blanc » ou en « f »). Il suffit alors de régler la forme et la fréquence de coupure du filtre, i.e. la structure et les valeurs des coefficients du filtre H(p) de la figure 3, de manière qu'il « sélectionne », pour chaque bande de fréquence, la meilleure source : accéléromètre ou gyromètre.
Sur la figure 4 sont représentés les spectres de bruit respectif d'un gyromètre MEMS-OL (repère 37) et de l'intégrale (repère 38) d'un signal délivré par un accéléromètre angulaire, ainsi que le spectre de bruit 39 de la mesure hybride résultant de cette première combinaison ; sont également représentés le spectre de bruit 43 d'un gyromètre MEMS-CL et le spectre de bruit 46 de la mesure hybride résultant de la combinaison de ce dernier et de l'accéléromètre.
On choisit de préférence un accéléromètre angulaire dont le niveau de bruit soit suffisamment faible pour que l'intersection des spectres soit localisée à la plus basse fréquence possible, de manière à retirer le maximum de bruit de gyromètre.
Alternativement, on peut utiliser des accéléromètres à niveau de bruit élevé en augmentant l'écart de position entre les capteurs pour augmenter le bras de levier des capteurs par rapport au centre de rotation.
Pour mesurer les trois composantes de l'accélération angulaire, on peut notamment utiliser six accéléromètres linéaires mono-axiaux, ou bien quatre accéléromètres linéaires bi-axiaux regroupant chacun deux accéléromètres axiaux.
Un capteur inertiel de type AHRS contient typiquement trois gyromètres montés en trièdre tels que ceux repérés 31 figure 5, et trois accéléromètres linéaires, montés eux aussi en trièdre.
Selon un mode de réalisation, un capteur inertiel selon l'invention peut être essentiellement constitué d'une AHRS conventionnelle complétée par trois accéléromètres linéaires pour mesurer l'accélération angulaire (soit un total de neuf accéléromètres) ; selon un autre mode de réalisation, le capteur selon l'invention comporte trois gyromètres montés en trièdre et six accéléromètres linéaires disposés selon une configuration symétrique telle que celle illustrée à la figure 6.
Une « grappe » -ou ensemble repéré 30 figures 5 et 6- de six accéléromètres linéaires permet non seulement de mesurer les trois composantes d'accélération angulaire ώ m, mais également les trois composantes d'accélération linéaire γ m ; ces données sont délivrées en sortie d'un module 32 de calcul matriciel qui reçoit en entrée les signaux des six accélérotnètres linéaires ; ce module reçoit également la vitesse angulaire estimée précédemment pour corriger l'accélération linéaire de termes parasites centripètes.
Ces données sont appliquées en entrée d'un module 33 de calcul qui calcule, en fonction de ces données, de signaux 34 d'aide de vitesse et d'altitude et de signaux issus d'un magnétomètre, sur la base d'un algorithme de plateforme virtuelle « strap-down », les angles de roulis, de tangage et de cap, ainsi que l'altitude et la vitesse de l'aéronef qui sont délivrés en sortie 35 (cf. figure 5).
Les composantes d'accélération linéaire (mesurée) γ m, d'accélération angulaire (mesurée) ώ m, et de vitesse angulaire (estimée) ώ sont délivrées au pilote automatique.
Le module 25 d'hybridation délivre également en sortie un signal 36 de détection de panne de capteur comme décrit en détail ci-après.
Un système selon l'invention permet donc de diminuer le niveau de bruit de la mesure de vitesse angulaire, et d'offrir deux fonctions supplémentaires : la fourniture de la mesure d'accélération angulaire en tant que telle (qui peut être utilisée en tant qu'entrée du PA), et la surveillance du bon fonctionnement de certains composants du système : par ségrégation des acquisitions et traitements de la grappe d'accéléromètres d'une part, et des trois gyromètres d'autre part, on dispose de deux sources distinctes pour mesurer un même mouvement angulaire. On peut alors les surveiller mutuellement et diminuer significativement le taux d'occurrence de pannes non détectées.
Selon un premier mode préféré de réalisation de l'invention, on utilise six accéléromètres linéaires (mono-axiaux) qui sont rigidement liés les uns aux autres, et disposés et orientés selon une première configuration illustrée figure 6 dans laquelle : - les points sensibles —représentés par des petits disques grisés- respectifs des accéléromètres repérés 1 à 6 sont placés aux centres respectifs des arêtes d'un tétraèdre régulier, et
- les axes de sensibilité —représentés par des flèches originaires des disques grisés- respectifs des accéléromètres repérés 1 à 6 sont orientés selon ces arêtes.
Comme décrit dans le document « A Compensator to Advance Gyro- Free INS Précision » sus-référencé, pour cette configuration particulière des accéléromètres, la relation entre les trois composantes de l'accélération angulaire ώ et les six mesures d'accélération linéaire Y1 , γ2 γ6 peut s'écrire sous la forme suivante :
Figure imgf000017_0001
Dans cette forme, p est la longueur de l'arête du cube dans lequel s'inscrit le tétraèdre, les arêtes du tétraèdre correspondant respectivement aux diagonales des faces du cube.
Ainsi, dans le cas de la grappe de six accéléromètres montés en tétraèdre régulier, une composante d'accélération angulaire est la somme de quatre accélérations linéaires divisée par " . Si le bruit d'accélération linéaire est ' , le bruit d'accélération angulaire est donc :
ω yo = JÂ Y
Y lyfl p -Jl p Les accéléromètres MEMS ont généralement un bruit blanc (i.e. une DSP sensiblement constante pour les fréquences utiles). Le bruit d'accélération angulaire est donc blanc également.
A contrario, la DSP du bruit de vitesse angulaire affectant un gyromètre MEMS dépend de sa technologie. Les capteurs « boucle ouverte » ont un bruit blanc, alors que les capteurs asservis présentent une DSP proportionnelle à la fréquence.
Dans le cas d'un gyromètre miniature à bruit blanc, en notant ω la densité spectrale du bruit de mesure de l'accélération angulaire et ω la densité spectrale du bruit de la mesure de vitesse angulaire issue du gyromètre, la fréquence correspondant au point d'intersection des spectres de densité de bruit respectif des vitesses angulaires « gyromètre » et « accéléromètre » est égale à :
\ ώ
L'ordre de grandeur de cette fréquence peut être de quelques milli
Hertz.
En admettant que ces deux bruits blancs sont les seules sources d'erreur, le filtre optimal est un filtre du premier ordre; la fonction de transfert H(p) de la figure 3 se résume à un simple gain K= l /τ.
La fonction de transfert globale du système de filtrage et d'hybridation illustré figure 3 est :
Figure imgf000018_0001
On peut facilement vérifier que la valeur optimale de τ, i.e. celle qui
minimise l'amplitude du bruit affectant la vitesse angulaire hybride, peut ω τ = — être calculé selon la formule : ω
La fréquence de coupure optimale du filtre d'hybridation (f= l /2πτ) coïncide avec la fréquence d'intersection des spectres de bruit.
La figure 8 illustre plus en détail, en superposition, les spectres de bruit respectif des deux entrées et de la sortie du filtre : le bruit 37 d'un gyromètre MEMS-OL, l'intégrale 38 du bruit d'un accéléromètre angulaire MEMS, et le bruit 39 hybride résultant.
Si on veut privilégier les hautes fréquences (au détriment des basses), on peut adopter une fréquence de coupure plus faible, de manière que l'asymptote de bruit haute fréquence se rapproche de celle de Paccéléromètre angulaire intégré ; avec un réglage optimal, elle est située 3dB au dessus (repère 40).
Dans le cas d'un gyromètre miniature asservi à bruit « en f », i.e. dont le spectre de bruit croît sensiblement proportionnellement avec la fréquence (le cas échéant à partir d'une fréquence déterminée qui est généralement très inférieure à 1 Hz), le bruit du gyromètre est un bruit blanc filtré passe-bande au second ordre avec un coefficient de surtension élevé. Le spectre 43 du bruit présente un pic (maximum) pour la fréquence 42 de résonance du gyromètre, comme illustré figure 9.
Dans la plage 41 des fréquences d'intérêt, en particulier pour les fréquences inférieures ou égales à 100 Hz, on peut considérer le bruit du gyromètre comme étant issu d'un bruit blanc " « coloré » par un filtre dérivateur.
Dans la plage des fréquences utiles, en particulier dans la plage des fréquences d'environ 0,01 Hz à environ 10 Hz, on est donc en présence d'un bruit d'accélération angulaire uniforme (blanc) et d'un bruit de gyromètre « en f ». Le filtre d'hybridation doit donc se comporter comme un premier filtre passe bas du 2ème ordre pour le gyromètre, de manière que son bruit résiduel haute fréquence décroisse « en 1 / f », et comme un filtre passe haut du 2ème ordre pour l'accéléromètre angulaire, de manière que son bruit résiduel basse fréquence tende vers 0 « en f ».
Ces deux exigences peuvent être réalisées par un filtre du 3ème ordre correspondant à la fonction de transfert suivante :
Figure imgf000020_0001
Les figures 10 et 1 1 illustrent des caractéristiques et performances de tels filtres qui ont été établies pour des valeurs de a, b et c telles que le dénominateur commun aux deux termes de la fonction de transfert soit de
type Butterworth du 2èmc ordre, de la forme ^ ^7' , avec τ = YynT et
/c = l Hz.
La figure 10 illustre les courbes de pondération correspondant aux modules des deux fonctions de transfert 44, 45 respectives desdits premier et second filtre qui rejettent respectivement les basses et hautes fréquences (comme des filtres du 2ème ordre) .
La figure 1 1 illustre plus en détail les spectres 38, 43 des deux sources de bruits (accéléromètre angulaire intégré et gyromètre), ainsi que le spectre 46 du bruit hybride résultant du filtrage.
On note figure 1 1 que la densité de bruit hybride est 6 dB au-dessus de celle de l'intégrale de l'accéléromètre angulaire.
La plupart des accéléromètres linéaires étant affectés d'un biais, la mesure de l'accélération angulaire est également biaisée, ce qui perturbe l'estimation de vitesse angulaire dans le cas du filtre du 1 er ordre décrit ci- avant. Il est donc souhaitable dans ce cas d'ajouter un effet intégral dans la boucle de retour, comme illustré figure 12.
Le filtre 27 comporte dans ce cas une première branche comportant un amplificateur 50 de gain égal à 1 /τ, et une seconde branche comportant un intégrateur 51, 52 de gain intégral égal à 1 /τi. Ces deux branches sont connectées en parallèle entre la sortie du soustracteur 26 de calcul de l'innovation, et l'entrée d'un sommateur 53 dont la sortie est reliée à l'entrée du sommateur 28.
On peut généralement conserver alors la valeur du gain 1 /τ définie ci avant. On choisit de préférence un gain intégral (1 /τi) ayant une valeur faible (τi>>τ) mais suffisante pour suivre les fluctuations lentes du biais des accéléromètres. En d'autres termes, il faut adopter un coefficient d'amortissement élevé dans cette boucle du second ordre.
Le filtre du 3ème ordre décrit ci avant se comporte comme un passe haut du 2nd ordre pour l'accélération angulaire intégrée. La combinaison du 2nd ordre et de l'opération d'intégration donne un comportement aux basses fréquences du 1 er ordre vis-à-vis de la mesure d'accélération angulaire. Le biais est donc rejeté par ce filtre.
Un avantage de l'invention est de mettre à disposition deux sources indépendantes de mesure des mouvements angulaires. La surveillance de la cohérence entre ces deux sources permet de détecter des pannes de l'une des deux sources, et de diminuer considérablement le taux d'occurrence de pannes dangereuses.
Ainsi, on peut réaliser un pilote automatique qui ne comporte qu'une seule AHRS conforme à l'invention, cette simple détection de la panne (i.e. sans localisation) permettant au moins de la passiver (i.e. de geler les actionneurs) et d'alerter le pilote de l'aéronef. Un tel système est donc passif après panne (« fail passive »), alors que les systèmes conventionnels requièrent un deuxième capteur inertiel. Dans un système dual comportant deux AHRS's conformes à l'invention, il n'est pas nécessaire de disposer d'une troisième source pour, en cas de panne, déterminer laquelle des deux est en panne, puisque chacune des deux AHRS détecte elle-même ses propres pannes. On peut donc concevoir un système opérationnel après panne (« fail operative ») basé sur seulement deux AHRS conformes à l'invention alors que les systèmes conventionnels requièrent un troisième capteur inertiel.
Pour la détection de panne, on utilise de préférence une technique de surveillance traitant l' « innovation » (i.e. le signal d'écart entre l'estimé et la mesure). En absence de panne, ce signal est proche d'un bruit blanc à moyenne nulle. En présence d'une panne, on voit apparaître un biais (soit instantané si la panne concerne le gyromètre et se manifeste comme un échelon d'erreur, soit progressif s'il s'agit d'une panne d'accéléromètre).
Comme l'amplitude du bruit blanc attendu en absence de panne est connue (c'est une caractéristique du gyromètre), on peut comparer l'innovation à un seuil (en fait à 2 seuils symétriques, positif et négatif) et signaler une panne quand le seuil est dépassé.
Ce traitement peut être effectué par un module 60 calculant la valeur absolue de l'innovation prélevée en sortie du soustracteur 26 du filtre 25, et délivrant cette valeur absolue en entrée d'un comparateur 61 dont la seconde entrée est reliée à une valeur de référence 62 correspondant au seuil de détection, comme illustré figure 14.
Pour optimiser le compromis entre la précision de la surveillance et le taux des fausses détections, on peut agir sur les deux paramètres suivants :
i) réglage du seuil : pour un écart type attendu déterminé, un réglage du seuil par exemple au sextuple de l'écart type conduit à un taux de fausse détection de l'ordre de 3 x 10"9, soit trois occurrences par milliard d'échantillons; et ii) confirmation de panne sur plusieurs échantillons : on insère un système à logique séquentielle entre la sortie du comparateur à seuil et le signal indicateur de panne. Ce système logique est conçu de manière que la panne ne soit considérée comme effective que si le seuil est dépassé pendant plusieurs cycles successifs. Par exemple, un réglage du seuil au quadruple de l'écart type conduit à une probabilité de dépasser le seuil, à chaque échantillon, de 10~4, et la probabilité d'avoir pendant trois cycles successifs un dépassement du seuil est alors de 10"12.
Le filtre d'hybridation d'un dispositif conforme à l'invention est ainsi avantageusement complété d'un comparateur à seuil et d'une logique 63 de confirmation de panne permettant d'augmenter le taux de couverture du test intégré, comme illustré figure 14.
La plupart des gyromètres sont inclus dans une unité « IMU » (« Inertial Measurement Unit ») qui réalise la mesure des trois composantes du vecteur rotation, mais également les trois composantes du vecteur accélération.
Lorsque l'accéléromètre angulaire est réalisé à l'aide d'un cluster d'accéléromètres linéaires, il est possible de fournir également une estimation de l'accélération linéaire en un point.
Dans le mode de réalisation où le cluster redondant est configuré selon un tétraèdre, l'accélération linéaire au centre du tétraèdre est calculable comme décrit dans le document « A Compensator to Advance Gyro-Free INS Précision » susmentionné :
Figure imgf000023_0001
Figure imgf000023_0002
En faisant abstraction des termes d'accélération centripète, le système d'équations est hyperstatique (6 accéléromètres linéaires pour mesurer les 3 composantes d'accélération), se résout simplement par moindres carrés, et correspond au terme de gauche de l'expression ci- dessus. Du fait de la surabondance d'accéléromètres, on peut détecter une panne d'accéléromètre, par exemple par comparaison du résidu du moindre carré à un seuil.
Le terme de droite de l'expression précédente corrige les effets d'accélération centripète qui apparaissent du fait que les accéléromètres ne sont pas confondus en un point. Pour minimiser le bruit, les composantes de vitesse angulaire utilisées peuvent avantageusement être les estimés hybrides. Pour une réalisation de petite taille (p voisin de 10 cm par exemple), ce terme peut éventuellement être négligé.
En utilisant un accéléromètre angulaire à bruit blanc, il est donc possible, pour n'importe quel profil de bruit du gyromètre, d'obtenir une asymptote de bruit hybride aux hautes fréquences « en 1 /f ». Quelle que soit la forme de la DSP aux basses fréquences, on peut la borner par une fonction du type « passe bas 1 er ordre » :
Figure imgf000024_0001
Contrairement à un bruit blanc ou a fortiori à un bruit « en f », un tel bruit est « à puissance finie » totalement localisée dans les basses fréquences.
A partir d'un certain seuil, l'augmentation de la fréquence propre de la boucle « PA + aéronef » n'a plus d'influence sur l'amplitude de bruit de capteur transmis à l'aéronef. Dans un système de pilotage automatique conforme à l'invention, on peut donc envisager un gain de boucle ouverte aussi élevé que désiré, qui n'est plus limité que par des problèmes de stabilité de boucle fermée. L'intérêt d'un filtrage passe-bas des hautes fréquences de bruit grâce à un accéléromètre angulaire à bruit blanc est particulièrement important pour les gyromètres MEMS, ceux du type à structure résonnantes s'appliquant aisément à l'invention. Pour d'autres types de gyromètres, tels que les FOG, l'invention peut également, même si leur bruit intrinsèque est faible, leur retirer encore du bruit haute fréquence et permettre un gain de boucle de pilotage plus élevé améliorant ainsi la qualité du pilotage automatique.
Par référence à la figure 7 notamment, selon un autre mode de réalisation de l'invention, le système comporte trois accéléromètres angulaires MEMS disposés en trièdre 70 qui mesurent directement l'accélération angulaire du porteur, trois gyromètres 31 et trois accéléromètres linéaires 71 en trièdre ; les signaux délivrés par ces capteurs sont délivrés en entrée des modules 25 d'hybridation et 33 de calcul de plateforme virtuelle.
Dans la variante de réalisation illustrée figure 13, quatre accéléromètres MEMS identiques 81 à 84 sont mutuellement solidarisés dans une configuration présentant une symétrie centrale, aux sommets d'un tétraèdre régulier; chaque accéléromètre présente deux axes (tels que repérés x_ et y_) de sensibilité orthogonaux et délivre deux signaux d'accélération linéaire (axiale) correspondants.
Un simple produit matriciel permet de calculer les trois composantes d'accélération angulaire en fonction des huit mesures « scalaires » d'accélération délivrées par ces quatre capteurs bi-axiaux.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de détermination de la vitesse angulaire d'un aéronef, dans lequel on mesure la vitesse angulaire par au moins un gyromètre délivrant des signaux de vitesse angulaire mesurée û> m, affecté par un bruit stochastique, caractérisé en ce que :
on mesure l'accélération angulaire de l'aéronef par des accéléromètres délivrant des signaux d'accélération angulaire ώ m de l'aéronef,
- on combine, par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, la somme des signaux de vitesse angulaire mesurée ώm et les signaux d'accélération angulaire, pour obtenir des signaux à bruit stochastique réduit de vitesse angulaire estimée ώ dite hybride.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le filtrage complémentaire se comporte en filtre passe bas pour les signaux du gyromètre et en filtre passe haut pour les signaux des accéléromètres.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'on atténue par filtrage les hautes fréquences des signaux de vitesse angulaire mesurée ώ m ainsi que les basses fréquences de signaux de vitesse angulaire obtenus par intégration de l'accélération angulaire ώm.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, pour mesurer l'accélération angulaire de l'aéronef, on utilise une grappe d'accéléromètres linéaires et on calcule au moins une composante de l'accélération angulaire de l'aéronef en fonction de plusieurs mesures scalaires d'accélération respectivement délivrées par les accéléromètres linéaires.
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que les d'accéléromètres linéaires de ladite grappe sont mono-axiaux ou bi-axiaux.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'on utilise des accéléromètres surabondants et on surveille pendant plusieurs cycles successifs le bon fonctionnement du système de mesure et d'hybridation en comparant l'innovation ( ώ m - ώ) à au moins une valeur de référence (62).
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'on produit un signal (36) de détection de panne lorsque la valeur de référence (62) est dépassée pendant plusieurs cycles successifs.
8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, mis en œuvre par un programme comportant un code utilisable par un calculateur d'aéronef pour déterminer la vitesse angulaire de cet aéronef, caractérisé en ce que le code comporte :
un premier segment de code pour déterminer des données de vitesse angulaire mesurée ώ m de l'aéronef à partir de signaux délivrés par le gyromètre,
- un second segment de code pour déterminer des données d'accélération angulaire ώ m de l'aéronef à partir de signaux délivrés par les accéléromètres,
- un troisième segment de code pour hybrider les données de vitesse angulaire mesurée et les données d'accélération angulaire mesurée et obtenir des données de vitesse angulaire estimée ώ .
9. Système de détermination de la vitesse angulaire d'un aéronef, qui comporte au moins un gyromètre (31) délivrant des signaux affectés d'un bruit stochastique, de vitesse angulaire mesurée ώ m, , caractérisé en ce qu'il comporte en outre :
- des accéléromètres (30, 70, 71 ) délivrant des signaux d'accélération angulaire ώ m de l'aéronef, - un module (25) d'hybridation par filtrage complémentaire dans le domaine des fréquences, couplé au dit au moins un gyromètre (31) et aux accéléromètres (30, 70, 71) ; ledit module (25) d'hybridation comportant :
- un soustracteur (26) recevant en entrée un signal ώ m de mesure de vitesse angulaire délivré par le gyromètre (31), ainsi qu'une vitesse angulaire estimée précédemment ,
- un filtre (27) connecté au soustracteur (26), qui reçoit en entrée l'innovation ( ώ m - ώ) produite par le soustracteur (26), et qui délivre en sortie une correction de biais ;
- un sommateur (28) connecté au filtre (27), recevant en entrée le signal de sortie du filtre (27) ainsi que la mesure ώ m d'accélération angulaire délivrée par les accéléromètres (30, 70, 71) , et
- un intégrateur (29) connecté au sommateur (28), recevant en entrée la somme produite par ce sommateur (28), et délivrant en sortie une vitesse angulaire estimée ώ dite hybride, à bruit stochastique réduit.
10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit système met en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, de sorte que le module d'hybridation (25) de filtrage complémentaire, présente une caractéristique de filtre passe bas pour les signaux du gyromètre et de filtre passe haut pour les signaux des accéléromètres.
1 1. Système selon l'une quelconque des revendications , 9 à 10, caractérisé en ce que le au moins un gyromètre (31) présent un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement uniforme au moins dans une bande de fréquence allant de 0,1 Hz environ à 10 Hz environ.
12. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 10, caractérisé en ce que le au moins un gyromètre (31) présente un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement proportionnelle à la fréquence au moins dans une bande de fréquence allant de 1 Hz environ à 10 Hz environ.
13. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 10, caractérisé en ce que les accéléromètres présentent un bruit dont la densité spectrale de puissance (DSP) est sensiblement uniforme quelque soit la fréquence au moins dans une bande de fréquence allant de 0, 1 Hz environ à 10 Hz environ.
14. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 13, caractérisé en ce qu'il comporte au moins six accéléromètres linéaires.
15. Système selon la revendication 14, caractérisé en ce que les accéléromètres sont mutuellement et rigidement solidarisés dans une configuration présentant une symétrie centrale.
16. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 15, caractérisé en ce qu'il comporte au moins six accéléromètres linéaires mono-axiaux disposés et orientés selon une configuration dans laquelle :
- les points sensibles respectifs des accéléromètres sont placés aux centres respectifs des arêtes d'un tétraèdre régulier, et
- les axes de sensibilité respectifs des accéléromètres sont orientés selon ces arêtes.
17. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 15, caractérisé en ce qu'il comporte au moins quatre accéléromètres linéaires bi-axiaux disposés aux sommets d'un tétraèdre régulier.
18. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 15, caractérisé en ce qu'il comporte au moins trois accéléromètres linéaires disposés en trièdre (71) et trois accéléromètres angulaires disposés en trièdre (70).
19. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 18, caractérisé en ce que ledit au moins un gyromètre est essentiellement constitué par une microstructure électromécaniques (MEMS), en particulier à structure résonnante.
20. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 19, caractérisé en ce que les accéléromètres sont essentiellement constitués par des microstructures électromécaniques (MEMS) .
21. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 20, caractérisé en ce que le module (25) d'hybridation comporte un filtre (27) présentant un gain proportionnel (1 /τ) , un gain intégral (1 /τi) faible (τ< <τi), et une fréquence de coupure inférieure à 1 Hz, en particulier de l'ordre de quelques milli Hertz.
22. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 21 , caractérisé en ce que le module (25) d'hybridation comporte un comparateur (60, 61) agencé pour comparer l'innovation ( ώ m - ώ ) à un seuil (62), et une logique (63) de confirmation de panne reliée au comparateur.
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