Brevet FR2042518A1 — publié le 19710212

la présente invention se rapporte à un procédé pour mesurer la.vraie vitesse-sol en direction du nord d'un corps à l'aide d'un dispositif de mesure inertielle de la vitesse et d'un dispositif de mesure de la vitesse à effet 5 Doppler, ainsi qu'à un dispositif de mise en oeuvre du pro-cédéo Pour la navigation dans les avions modernes on fait de plus en plus appel, depuis peu, à des dispositifs de mesure inertielle de la vitesse qui sont désignés communément 10 par le terme de plate-forme inertielle. Le fonctionnement impeccable d'un tel dispositif de mesure inertielle de la vitesse suppose cependant une orientation correcte de la plateforme inertielle du dispositif de mesure dans un plan horizontal et suivant le nord géographique, et celaarant que l'avion 15 qui en est équipé ne commence à rouler. Après le décollage d'un avion équipé d'un tel dispositif de mesure inertielle orienté correctement et chauffé auparavant jusqu'à la température de service, la centrale à inertie est capable de déterminer avec une précision suffisante la position, la vitesse et le cap de 20 l'avion, et cela pour n'importe quelle attitude et un nombre quelconque de variations de la vitesse et du cap. Pour que la centrale à inertie conserve sa précision même après un vol relativement long, on utilise de plus une centrale Doppler qui détermine la vitesse et permet ainsi de surveiller et de con-25 trôler la vitesse indiquée par la centrale à inertie. Une telle centrale Doppler mesure la vitesse-sol réelle d'un avion à l'aide de l'effet Doppler et d'un rayonnement choisi de préférence dans la plage des ondes micrométriques. les vitesses fournies par la centrale Doppler sont ainsi utilisées pour le recalage 30 de la plate-forme inertielle qui fait partie de la centrale à inertie» A l'aide d'un circuit de régulation, la plate-forme inertielle suit aussi bien les évolutions de l'avion que celles de la terre qui tourne en dessous de l'avion, de sorte que cette plate-forme est toujours orientée de façon que sa normale soit 35 dirigée vers le centre de la terre, et cela pour n'importe quel point survolé par l'avion et indépendamment de la rotation et de la courbure de la terre. Un problème très délicat qui se pose lorsqu'on utilise de telles centrales à inertie dans des avions de 40 combat est le temps relativement long qu'exige le préchauffage 7( 5 10 15 20 25 30 35 40 16796 2 2042518 et l'alignement initial de la centrale à inertie avant le décollage, une orientation exacte pouvant durer plus de 30 minutes. Comme la valeur militaire d'un avion de combat dépend essentiellement du temps qui s'écoule avant qu'il ne devienne opérationnel en cas d'alerte, il convient de trouver des possibilités pour permettre le décollage d'alerte même pour des avions équipés d'une centrale à inertie,, Il fallait jusqu'à présent parquer sur leur port d'attache les avions de combat en ordre de marche avec une plate-forme inertielle parfaitement alignée et verrouillée pendant la période de veille et éviter tout déplacement de l'avion une fois la plate-forme verrouillée*» Ce n'est qu'à cette seule condition que l'orientation de référence donnée à la plate-forme inertielle verrouillée correspond réellement à la direction de référence terrestre lors de la mise en service du système intertiel avant le décollage. Au moment d'un décollage d'alerte, il suffit alors de porter à la température de service la centrale à inertie alignée avant son verrouillage (se rapporter pour cela à la revue "Aviation Week and Space Technology" du 15 août 1966, page 145)» Eviter le déplacement de l'avion après le verrouillage de la plate-forme est cependant difficilement réalisable, car l'orientation de la plate-forme inertielle est déjà faussée par des secousses ou des décalages très faibles provoqués par exemple par le vent. Une autre possibilité pour faire décoller en urgence des avions équipés de centrales à inertie consiste à procéder lors du décollage à un alignement approximatif de la plate-forme qui ne sera alors recalée de façon précise, pour permettre une détermination exacte de la vitesse et de la position de l'avion, que lorsque celui-ci se trouve en vol. Dans ce procédé, la plate-forme inertielle est recalée progressivement avec une précision de plus en plus grande par le circuit de régulation déjà mentionné, l'aide nécessaire au recalage de précision étant fournie, par' exemple, par une centrale Doppler et un compas gyroscopique (se rapporter pour cela à la revue "Aviation Week & Space Technology" du 5 février 1968, page 76) 16796 3 2042518 militaire,, Il appartient donc à la présente invention de proposer un nouveau procédé pour déterminer la vraie vitesse-sol en direction du nord d'un corps à l'aide d'un dispositif de mesure inertielle de la vitesse et d'un dispositif de mesure de la vitesse à effet Doppler, ces dispositifs étant appelés par la suite centrale inertielle et centrale Doppler, ainsi qu'un dispositif de mise en oeuvre du procédé qui permette,par exemple, à utr avion de combat, après une durée de vol relativement courte, d'effectuer une détermination exacte de sa position et de sa vitesse "bien qu'il ait dé*collé^ par exemple, en cas d'alerte avec une centrale à inertie non ou imparfaitement alignée® . • Dans le procédé conforme à l'invention, on atteint le but recherché par le fait que les composantes "Nord" des signaux de vitesse délivrés par la centrale à inertie et la centrale Doppler, pour lesquels on se réfère tout d'abord afin de déterminer les composantes "Nord" des vitesses mesurées au Nord apparent indiqué par la centrale à inertie, soient comparées en permanence par le calcul, que le Nord apparent de la centrale à inertie soit modifié par le calcul après communication des résultats de comparaison et pris pour nouvelle référence de calcul afin de déterminer les composantes Ford des signaux de vitesse mesurées par les deux centrales jusqu'à ce que les composantes Nord des signaux de vitesse délivrés par les deux centrales concoruent et indiquent ainsi la vraie vitesse en direction du "Nord",, Contrairement aux procédés en vigueur jusqu'à ce jour on n'intervient donc plus dans le circuit de régulation de la centrale à inertie afin d'obtenir un recalage ou un alignement correct de' la plate-forme inertielle de la centrale à i-nertie après le décollage de l'avion. Conformément à la présente invention, on détermine au contraire par le calcul l'erreur affectant la vitesse fournie par la centrale à inertie et résultant d'un alignement erroné ou insuffisant de la plate-forme au moment du décollage de l'avion en comparant la vitesse à la vitesse déterminée au moyen de la centrale Doppler» Pour déterminer la vitesse réelle, on tient alors compte, par le calcul, de l'erreur déterminée chaque lois, afin de déterminer la vitesse réelle de telle sorte que la vitesse délivrée par la BAD ORIGINAL 70 16796 4 2042518 centrale d'inertie, en tenant compte de l'erreur calculée, corresponde à la vitesse indiquée par la centrale DoppleroGomme une détermination par le calcul de" l'erreur ainsi que ae son influence peut être réalisée dans un temps très bref pour la 5 vitesse erronée indiquée par la centrale à inertie, ce temps dépendant uniquement de la vitesse de calcul d'un calculateur numérique, il sera possible, après un vol d'une durée relativement courte, de procéder à une détermination exacte de la position et de la vitesse de l'avion au moyen des valeurs de mesure 10 délivrées par la centrale à inertie, bien que l'alignement initial de celle-ci ait été insuffisant ou même erroné au moment du décollage de l'avion. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, on tient compte d'un facteur pondéral qui donne la préfé-15 rence au signal de vitesse qui présente l'erreur la plus faible pour les accélérations et les attitudes mesurées chaque fois pour le corps, lorsqu'on compare la composante Nord des signaux de vitesse. Dans ce mode de réalisation de l'invention, on tient compte du fait connu qu'une centrale à inertie utilisée pour 20 déterminer la vitesse d'un mobile possède une très bonne précision en courte durée, c'est-à-dire qu'elle répond avec exactitude aux variations de vitesse à fréquence élevée alors qu'une centrale Doppler présente une grande précision en longue durée, c'est-à-dire que les variations de vitesse à faible fréquence 25 sont indiquées avec plus d'exactitude que par une centrale à inertie. Suivant les accélérations mesurées pour l'avion, on compare donc les vitesses données par les deux systèmes de mesure en leur attribuant des poids différents,, De plus, l'utilisation de_tels facteurs tient compte de l'attitude respective 30 de l'avion, étant donné que celle-ci influe sur la précision de la centrale Doppler«, lorsque l'avion dépasse ainsi un angle d'incidence déterminé autour de l'axe de roulis ou de tangage, on coupe la centrale Doppler parce que le faisceau radar de la centrale Doppler atteint alors la surface de la terre sous un 35 angle trop aigu ou pas du tout. Dans un mode de fonctionnement préféré du dispositif de mise en oeuvre de l'invention, la plate-forme du dispositif de mesure inertielle de la vitesse est rendue horizontale avant de comparer par le calcul les composantes Nord des 40 signaux de vitesse. Ceci est obtenu avantageusement par le fait BAD ORIGINAL 70 16796 5 2042518 qu'on admet un certain délai de préparation même pour le décollage en alerte d'un avion, pour obtenir une orientation horizontale de la plate-forme inertielle de la centrale à inertie, ce temps d'attente étant d'ailleurs nécessaire de toute façon 5 pour certains autres systèmes embarqués, de manière à supprimer les erreurs résultant d'une mauvaise orientation horizontale et affectant le processus de calcul comparant les deux signaux de vitesse. Grâce à ce mode de réalisation conforme à l'invention, il n'est plus besoin de tenir compte des erreurs résultant d'un 10 défaut d'horizontalité de la plate-forme inertielle, de sorte que les opérations de calcul et la capacité du calculateur peuvent être diminuées en-conséquence. Le même avantage est également obtenu par un autre mode dô réalisation du dispositif conforme à l'invention où. 15 la centrale à inertie est alignée au moins approximativement sur le Nord , par exemple à l'aide d'un capteur du champ magnétique terrestre, avant de comparer par le calcul les signaux de vitesse. Grâce à une orientation approximative de la plate-forme inertielle avant le décollage, orientation qui peut se faire en peu 20 de temps, il est possible de diminuer une nouvelle fois l'erreur commise. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention qui se caractérise par une grande simplicité des opérations de calcul nécessaires, on procède à la modification mathémati-25 que du îford apparent en se servant d'un procédé ditération fondé sur les fonctions d'erreurs des deux centrales de mesure. Aussi bien la centrale à inertie que la centrale Doppler présentent en effet certaines erreurs systématiques qui sont connueso Ces erreurs systématiques connues sont introduites dans le calculateur 30 numérique sous forme de fonctions d'erreurs de sorte que celui-ci modifie, suivant un procédé connu, lors de la comparaison mathématique des signaux de vitesse délivrés par les deux dispositifs de mesure, le Nord apparent fourni par la centrale d'inertie de façon qu'il y a concordance entre les composantes 35 Nord des signaux de vitesse délivrés par les deux dispositifs de mesure après seulement quelques opérations de calcul, ce qui lait qu'on a déterminé la composante Uord réelle de la vitesse ainsi que le Ford vrai. Comme procédé d'itération on peut employer, par exemple^le procédé dit de Kalman qui est d'ailleurs utilisé dé-jà à des tins semblablesj ("Voir par exemple "Aviation Week & BAD ORIGINAL 70 16796 6 2042518 Space Technology" du 5 février 1969» page 75 à 810 Le procédé conforme à l'invention repose sur les lois physiques suivantes : une centrale à inertie orientée horizon-5 talement donne par principe une mesure exacte de la vitesse- sol ; ceci signifie donc que la vitesse mesurée par la centrale Doppler ne se différencie pas, au premier moment, de celle mesurée par la centrale à inertie0 Comme toutefois la plate-forme inertielle n'est pas orientée exactement sur le Nord géographi-10 que, il se produit rapidement une erreur dans la vitesse mesurée par la centrale à inertie conformément au cap, à la vitesse et à la durée de vol. Cette erreur de mesure se produit de la façon suivante : par suite d'une erreur de cap p , la centrale 15 à inertie mesure une vitesse Nord erronée qui entraîne nécessairement une erreur pour le trajet parcouru vers le Nordo Comme la plate-forme inertielle de la centrale à inertie est recalée proportionnellement au trajet parcouru, il se produira après quelque temps un écart de recalage de la plate-forme. Il 20 résulte alors de cette mauvaise orientation que l'accéléromètre "lord" de la centrale à inertie mesure également une composante de l'accélération de la pesanteur. Par principe le dispositif de mesure i-nertielle détermine la vitesse d'un avion par rapport à un es-25 pace ina-tielo Une centrale Doppler effectue, par contre, une mesure relative de la vitesse par rapport à la terre tournant autour de son axe„ Les deux vitesses mesurées ne se différencieraient donc que par. la vitesse vers l'est: d'un point de la terre se trouvant en dessous de l'avion. Dans la centrale à 30 inertie on tient cependant compte de la rotation de la terre, de sorte qti1 une plate-forme inertielle qui est alignée sur le nord géographique et dont le circuit de recalage fonctionne parfaitement, donne une vitesse-sol qui est identique à celle délivrée par la centrale Doppler,, Si l'on part mainte-35 nant du fait que la plate-forme inertielle est bien horizontale mais non orientée parfaitement sur le nord géographique, on a les relations physiques suivantes : la centrale à inertie indique une vitesse dont l'erreur initiale est décrite par l'équation (1) 70 16796 7 2042518 .----- - s =» B. o «g o cos X sin [3 (l) dans'cette équation : e représente l'erreur initiale de la composante Nord de la vitesse-sol mesurée par la centrale à inertie, 5 to-g la vitesse angulaire de la terre X la latitude géographique, , P ; l'écart d'alignement azimutal de la centrale à inertie où. l'écart par rapport au nord géographique et . . R _ le rayon terrestre» 1Q -; , - la centrale à inertie délivre-par conséquent une composante Uord erronée de la vitesse-sol ^ • sin (3 = "^G-T ° cos 4* ce") (2) dans cette équation : représente la composante Bord de la vitesse-sol déter-. . .. . minée par la centrale à inertie, la composante STord réelle de la vitesse-sol, Vçj' la vitesse-sol mesurée par la centrale à inertie, 2® le cap mesuré par la centrale à inertie (rapporté au nord géographique faux) et et l'angle de dérive. Dans l'équation (2) on ne tient pas compte de . ce que la variation de la latitude géographique est une fonc-25 tion de la vitesse. lorsqu'on transforme Y|.j pour rapporter la vitesse au Nord vrai on obtient = VJq- . COS ji (3) 'lorsque la composante Mord erronée de la vitesse-sol est intégrée sur la durée du temps de vol, on obtient une erreur pour la variation de la latitude, c'est-à-dire que la position de l'avion est mal calculée, l'écart relatif, à la variation réelle ce la latitude est 35 A X * -g- • (V^j. "* • "k - UE «» G0S sln/3 (4) Vu que la plate-forme -inertielle est recalée conformément à la variation erronée de la latitude, il se pro-40 duit une erreur d'inclinaison qui provoque également une erreur BAD QftiGlUAS. 70 16796 8 2042518 de la vitesse» la cause de cette erreur de vitesse est une composante de l'accélération de la pesanteur qui est détectée par les accéléromètres. Dans une représentation simplifiée, cet écart supplémentaire de la vitesse est défini comme suit : cr A VJf = g » t» sin (o)E o tD cos X sin (3) (5) g représentant l'accélération de la pesanteur, lorsqu'on néglige les erreurs de la centrale Doppler, on obtient, en formant les différences suivant (6) 10 VH+ eTl + AVH "THD (6) AYjj = Il «g » cos X sin p + g te sin (cogotocosx sinfO-V^ (6) en tant qu'erreur globale de la vitesse délivrée par la centrale à inertie , étant la composante Ford de la vitesse mesurée par la centrale Doppler» L'erreur de vitesse conforme à l'équation (6) peut donc être détectée au moyen d'une centrale Doppler. Le signal différentiel représentant l'équation (6) est maintenant utilisé pour simuler dans le calculateur de bord une précession 20 du compas gyroscopique. La valeur [3 est modifiée .dans le calculateur jusqu'à ce que la différence A Y= 0. Avec le (3 obtenu par un procédé d'itération, on tient compte d'une part de l'erreur d'alignement azimutale de la plate-forme, lors de la détermina-25 tion des données relatives à la position, et d'autre part on tient également compte de façon mathématique par la valeur trouvée de l'écart d'attitude de la plate-forme qui correspond à la difiérence de latitude A À, La présente invention se rapporte encore à un 30 dispositif de mise en oeuvre du procédé décrit ci-dessus, qui comprend un dispositif de mesure inertielle de la vitesse ou centrale à inertie, un dispositif de mesure de la vitesse par effet Doppler ou centrale Doppler et un calculateur numérique avec une première unité de calcul pour déterminer la composante 35 Ford de la vitesse-sol indiquée par la centrale Doppler à l'aide de la direction Ford indiquée par la centrale à inertie.. Ce dispositif est caractérisé conformément à l'invention par le fait que le calculateur comprend une- seconde unité de calcul 40 avec un premier comparateur pour comparer le .signal/de la compo- bad original 70 16796 9 2042518 santé Nord de la première unité avec celui de la centrale à inertie et une mémoire pour enregistrer le résultat de la comparaison, ainsi qu'un second comparateur pour comparer le résultat de la comparaison qui vient d'être effectuée dans le 5 premier comparateur et qui est enregistré dans une mémoire avec le résultat de comparaison instantané, par le fait que la sortie de la seconde unité de calcul, à laquelle apparaît un signal de direction Nord ou signal Nord dépendant du résultat des comparaisons, est reliée à une entrée recevant le 10 signal Nord de la première unité ou à une entrée d'une troisième unité de calcul, une autre entrée de la troisième unité étant reliée à une sortie délivrant le signal de la composante Nord de la centrale à inertie, que la sortie de la troisième unité à laquelle apparaît un signal de la composante Nord 15 corrigé en fonction du signal Nord de la seconde unité de calcul est reliée à l'entrée de la seconde unité qui reçoit le signal de la composante Nord de la centrale à inertie et qu'il est prévu un dispositif indicateur relié à la sortie de la seconde unité de calcul, qui visualise la composante Nord de la 20 vitesse ainsi que le Nord déterminé et qui comporte un dispositif de signalisation supplémentaire pouvant être mis en marche lorsque le résultat de la comparaison effectuée dans le premier domparateur est zéro. Suivant une autre caractéristique du disposi-25 tif conforme à l'invention, le calculateur comporte avantageusement une quatrième unité de calcul pour déterminer les facteurs de poids pour les signaux de vitesse, dont les entrées peuvent recevoir le signal de la composante Nord délivré par la première unité, le signal de la composante Nord délivré 30 par la troisième unité ou la centrale à inertie, ainsi que les signaux d'accélération et d'attitude délivrés par cette dernière et dont les sorties auxquelles apparaissent les signaux pondérés de la composante Nord sont reliées aux entrées de la seconde unité de calcul. Il est prévu de plus un capteur du 35 champ magnétique terrestre qui est couplé directement avec la centrale à inertie, de manière à permettre un alignement approximatif sur le Nord magnétique de la plate-forme inertielle faisant partie de la centrale à inertiej le procédé conforme à l'invention ainsi que 40 le dispositif créé pour sa mise en oeuvre seront décrits ci- BAD ORIGINAL 70 16796 10 2042518 après à l'aide d'un mode de réalisation représenté à titre indicatif et non limitatif sur le dessin annexé : le schéma synoptique représenté sur le dessin représente schématiquement une centrale à inertie IM, une centrale Doppler DM et un cap-5 teur de champ magnétique terrestre EG qui peuvent faire office de détecteurs pour mesurer les vitesses-sol, les accélérations et les angles d'incidence de l'avion par rapport aux trois axes ainsi que le ïïord magnétique. Sur deux sorties de la centrale Doppler DM on recueille la vitesse-sol Y& mesurée ainsi que 10 l'angle de dérive et qui sont appliqués à une première unité de calcul E-^ d'un calculateur numérique» A partir des valeurs de mesure délivrées par la centrale Doppler DM, l'unité E-^ calcule la vitesse-sol réelle de l'avion. Comme grandeur de mesure auxiliaire on applique à l'entrée 1 de l'unité le Nord appa-15 rent NR' délivré par la centrale à inertie IM, qui sert à calculer la composante Nord Y^ de la vitesse-sol Yff mesurée par la centrale Doppler. La sortie de l'unité E-^ est reliée, eo négligeant momentanément une autre unité de calcul portant la référence E^, à l'entrée 5 d'une seconde unité de calcul Eg . 20 Une autre entrée 4 de l'unité de calcul E2 est reliée - en négligeant une nouvelle fois l'unité de calcul E^ - en passant cependant par une troisième unité de calcul E^, à une sortie de la centrale à inertie IM où apparaît la composante Nord V^-j. de la vitesse-sol mesurée par la centrale à inertie en 25 tenant compte du Nord apparent NR' qu'elle indique» Ces deux signaux de vitesse appliqués à l'unité de calcul E2 parviennent à un premier comparateur Y^ dont la sortie est reliée à une mémoire SP et à une entrée d'un second comparateur Y g » La sortie de la mémoire SP est reliée à la 30 seconde entrée du comparateur Y2» La sortie du comparateur Yg est reliée à d'autres dispositifs de calcul non représentés en détail et portant la référence R. La sortie des dispositifs de calcul R de l'unité de calcul Eg est reliée à l'entrée 1 de l'unité de calcul E^, de manière qu'au moment où. se fait l'éla-35 horation de la composante Nord de la vitesse déterminée par la centrale Doppler, on utilise le signal de sortie de l'unité de calcul Eg comme nouveau Nord NR à la place de la valeur NR,: délivrée à l'origine par la centrale à inertie» Cette sortie de l'unité de calcul E-2 est simultanément reliée à une entrée 2 èAD ORIGINAL 70 16796 xi 20^2518 ; de la troisième unité de calcul E^c Cette troisièae unité de calcul corrige le signal appliquée à son entrée 3 et • représentant la composante Nord de la vitesse déterminée par la centrale à inertie, A la sortie de l'unité de calcul 5 apparaît par conséquent, après la première comparaison des deux signaux de vitesse, un signal de vitesse Y^ corrigé en fonction du Nord modifié par le calcul en provenance de la centrale à l'inertie ÏM, qui est appliqué à l'entrée 4 de l'unité de calcul Eg, 10 Au lieu des liaisons directes représentées en tirets et reliant les sorties des unités de calcul E^ et E^ aux entrées 4 et 5 de l'unité de calcul Eg, on prévoit, dans, un mode de réalisation préféré de l'invention, une unité de calcul E^ supplémentaire qui est ainsi introduite dans les 15 "boucles de liaison. Cette unité de calcul E^ reçoit quatre signaux d'entrée en tant que paramètres, à savoir l'accélération de l'avion dans la direction du Nord "b^ , l'accélération en direction Est "b^, l'inclinaison de l'avion autour de l'axe de tangage n et l'inclinaison de l'avion autour de l'axe de 20 roulis r o Selon la valeur de ces quatre grandeurs déterminées en supplément par la centrale à inertie, on associe, dans l'unité de calcul E^, des facteurs de poids A et B aux signaux de vitesse Y^j et Vjrjj- Les signaux de vitesse pondérés, c'est-à-dire, multipliés respectivement par les facteurs A et B, sont 25 ensuite appliqués comme précédemment^ par l'unité de calcul E^, au comparateur Y-^ de l'unité de calcul Eg. L'unité de calcul Sg est reliée à un dispositif indicateur AZ auquel on applique, en vue de la visualisation, le nord NR déterminé par les dispositifs de calcul R et la 30 composante Nord, appliquée à l'unité de calcul Eg , d'une des --- vitesses déterminées par les deux centrales DM ou IM. Les signaux d'entrée appliqués à ce dispositif indicateur AZ sont visualisés de façon qu'une indication supplémentaire apparaît lorsqu'un signal de sortie ayant la valeur zéro apparaît au 35 comparateur Y^, ce qui signale au pilote que les deux signaux de la composante Nord sont respectivement identiques. Cette condition est représentée sur le schéma synoptique par une ligne de commande qui relie la sortie du comparateur Y-^ par un circuit d'inversion G- au dispositif indicateur AZ, BAD ORIGINAL. 70 16796 12 2042518 De dispositif représenté sehématiquement sur le dessin fonctionne comme suit . ayant le décollage d'un avion équipé du dispositif représenté sur le dessin, la centrale à-inertie-IM est alignée approxima-5 tivement sur le Nord magnétique à l'aide du capteur de champ magnétique terrestre EG. .Après le décollage dq l'avion, la centrale à inertie délivre les composantes de vitesse V|q- en direction Mord et Y^j en.direction Est ainsi qu'une indication de Mord apparent NR1 conformément à l'alignement appro-10 ximatif de la plate-forme inertielle de la centrale à inertie IM0 On recueille simultanément aux sorties de la centrale à inertie IM les signaux d'accélération en direction Mord, - Tdq en direction Est ainsi que les signaux d'attitude n par rapport à l'axe de tangage et r par rapport à l'axe de roulis0 15 la centrale Doppler DM mesure en permanence ou par intermittence la vitesse-sol Y^ de l'avion qui ezt transformée par le calcul dans l'unité E^ pour obtenir la vitesse réelle de l'avion ; la transformation mathématique fait appel à l'ange a qui est également mesurée Dans l'unité de calcul E-^ on dé-20 termine également, la composante Mord Y^ de cette vitesse à l'aide du Mord apparent NR' , qui est également introduit dans l'unité de calcule la première mesure effectuée par la centrale Doppler DM a pour base le Mord apparent NR' délivré par la centrale à inertie„ 25 Le signal qui indique la vitesse Mord Y^j dé livrée par la centrale à inertie IM est appliqué à la troisième unité de calcul ; le signal n'est pas altéré dans cette unité de calcul car aucun signal n'est appliqué en ce moment à l'entrée 2 de l'unité de calcul Eg „ les signaux de 30 vitesse Y^p et Y||j délivrés par les unités de calcul E.^ et E^, le signal Y^j étant encore égal au signal V^- > sont appliqués à la quatrième unité de calcul E^ pour y être pondérés par multiplication avec les facteurs A et B» Suivant les paramètres d'accélération et d'attitude "bQ, n et r déli-35 vrés par la centrale à inertie, ces facteurs A et B donnent chaque fois la prédominance à l'un des deux signaux de vitesse» C'est ainsi qu'on préfère, dans le cas d'une grande accélération hjj e*fc Tîq, le signal de'vitesse Y^- , délivré par la centrale à inertie IM au signal de vitesse délivré par la centrale BAD ORIGINAL 70 16796 13 2042518 Doppler DM, étant donné le fait connu que la centrale à inertie délivre des valeurs de mesure plus justes que la centrale Doppler lorsque la vitesse varie rapidement, lorsque la centrale à inertie IM détecte des attitudes ja et r extrêmes, le 5 signal de vitesse délivré par la centrale Doppler reçoit un très faible poids ou encore la centrale Doppler est coupée tout à fait, étant donné que les valeurs mesurées manquent de précision lorsque le faisceau radar émis par la centrale Doppler touche la terre sous un angle trop aigu. 10 les signaux de vitesse pondérés Y|j .A et Yjjjj . B apparaissant à la sortie de l'unité de calcul E^ sont comparés dans le comparateur de l'unité de calcul E , la différence étant enregistrée dans la mémoire SP. lorsque les deux signaux de vitesse sont différents, les dispositifs de 15 calcul R délivrent une valeur NR représentant une direction Nord nouvelle et probablement plus précite. Cette valeur NR est prise comme "base par les unités de ealcul E-^ et E^ pour déterminer les composantes Nord des signaux de vitesse mesurés par la suite. A l'arrivée des nouveaux signaux de vitesse ainsi 20 détermihés et l'apparition, de ce fait, d'un nouveau résultat de comparaison à la sortie du comparateur V^, on compare ce résultat avec celui déterminé auparavant et enregistré dans la mémoire SP dans un second comparateur Yg. Cette seconde différence doit être inférieure à la première si le nouveau Nord NR 25 délivré par les dispositifs R est vraiment plus précis que le Nord apparent NR' délivré par la centrale à inertie IM. Si, par contre, la différence est devenue plus grande, la valeur NR délivrée par les dispositifs de calcul R et rapportée au Nord apparent NR* est prise dans le mauvais sens. Dans ce cas, le 30 dispositif de calcul R délivre une nouvelle valeur NR dans le sens opposé* Dans les dispositifs de calcul R, on modifie alors en permanence la valeur NR pour obtenir une direction ^ord probablement de plus en plus juste et on l'applique chaque fois à l'entrée 2 de l'unité de calcul E^ et à l'entrée 1 de l'unité 35 de calcul E-^ pour, chaque fois, déterminer la composante Nord Yjjd de la vitesse Y^ mesurée par la centrale Doppler et corriger la composante Nord Vjj^- déterminée par la centrale à inertie. les dispositifs de calcul R de l'unité de calcul Eg procèdent de préférence suivant un procédé d'itération 70 16796 14 2042518 connu ; pour cela, on impose aux dispositifs R des fonctions d'erreurs P G-^ et FG j pour tenir compte des erreurs systématiques inhérentes à la centrale Doppler et à la centrale à inertie utiliséeso A l'aide de ces fonctions d'erreurs, il suf-5 fit de quelques cycles d'opération pour déterminer, par une modification mathématique continue du faux Nord NR' -délivré à l'origine par la centrale à inertie et qui est erronée à cause d'un défaut d'alignement avant le décollage, une direction Nord NR probable pour laquelle il y a concordance des compo-XO santés Nord Y^ et des vitesses mesurées par la centrale Doppler et également par la centrale à inertie et déterminées ou corrigées mathématiquement en fonction du Nord probable NR0 Si les vitesses Nord indiquées par les deux systèmes de mesure indépendants et corrigés en conséquence sont identiques, elles in-15 diquent pour l'avion la vraie vitesse-sol Yen direction du "Nord" • le Nord probable déterminé à la fin par les dispositifs de calcul R et utilisé pour déterminer la vraie vitesse „ Nord est alors effectivement la direction "Nord"-» Ces deux signaux sont visualisés sur le dispositif indicateur AZ et ils sont 20 caractérisés par l'apparition d'un signal optique ou acoustique supplémentaire qui, par l'intermédiaire de la porte G-, en certifie l'exactitude si le résultat de comparaison zéro apparaît à la sortie du comparateur V-^. A partir du Nord vrai et de la vitesse réelle dans cette direction on peut alors calculer.de 25 façon connue la position effective de l'avion. Par principe, le procédé décrit dans la présente invention permet de décoller même si la plate-forme de la centrale à inertie n'est pas horizontale et que son alignement sur le Nord magnétique- n'est qu'approximatif. Toutefois, comme il 30 est possible, dans un temps relativement court, de rendre la plate-forme inertielle norizontale et de l'aligner approximativement, il est avantageux de procéder avant le décollage aux opérations décrites ci-dessus, car l'erreur de la vitesse délivrée par la centrale à inertie dépend alors uniquement du 35 mauvais alignement de la plate-forme inertielle sur le Nord et elle est relativement petite. Or, une petite erreur peut être déterminée très rapidement avec des moyens de calcul relativement peu importants et on petit en tenir compte' mathématiquement de façon que la centrale à inertie permet déjà peu de temps après 40 le décollage de procéder à une détermination exacte de la 70 16796 15 2042518 position et de la vitesse de 1'avion» Le procédé conforme à l'invention présente donc par'rapport aux autres procédés connus l'avantage de permettre une détermination rapide de la position et de la vitesse à l'aide 5- d'une centrale à inertie, car il supprime les temps de régulation relativement longs nécessaires lorsqu'on agit directement sur le circuit de régulation de la plate-forme inertielle dans le cas où celle-ci serait mal alignée ; en effet, on conserve le mauvais alignement de la plate-forme et on répercute cette erreur .10 uniquement sur les calculs,; Les limites du procédé conforme à la . présente invention sont toutefois données par les temps de mission relativement courts d'un avion de combat qui doit se trouver par-exemple au-dessus de son objectif en moins de 30 minutes environ, car, pour des temps plus longs, les erreurs résultant 15 d'une plate-formé imparfaitement alignée et non recalée pendant le vol deviennent si importantes qu'une correction purement mathématique n'est plus possible® Comme le procédé conforme à l'invention tout comme le dispositif de mise en oeuvre sont destinés tout' spécialement à des avions de combat dont les mis-20 sions durent très peu de temps et qui ont besoin de procéder déjà peu de temps après le décollage à une détermination exacte de la position et de la vitesse à l'aide de la centrale à inertie, ces limites d'utilisation ne sont pas vraiment un inconvénient» 25 A l'aide du procédé conforme à l'invention et de son dispositif de mise en oeuvre on peut donc procéder pratiquement à partir du décollage et pour la durée totale de la mission, à des calculs de position et de vitesse avec une erreur inférieure à plus/moins un mille marin par heure. Cette 30 erreur résiduelle est inférieure aux impératifs militaires en vigueur pour la précision de la navigation à bord d'un avion de combat» BAD ORIGINAL 70 16796 16 2042518 KEVEHDICAIIOHS lo- Procédé pour mesurer la vraie vitesse-sol en direction du Ford d'un corps, à l'aide d'un dispositif de mesure inertielle de la vitesse et d'un dispositif de mesure de la vitesse par 5 effet Doppler, caractérisé par le fait qu'on compare en permanence par le calcul les composantes Nord des signaux de vitesse délivrés par la centrale à inertie et la centrale Doppler en se référant initialement, pour déterminer la composante Ford des vitesses mesurées, à l'indication du Ford apparent fournie par 10 la centrale à inertie, que l'on corrige par le calcul le Ford apparent délivré par la centrale à inertie conformément au résultat de la comparaison et qu'on se réfère pour les calculs à cette nouvelle indication du Ford pour déterminer les composantes Ford des signaux de vitesse mesurées par les deux cen-15 traies jusqu'à ce que les composantes Ford des signaux de vitesse délivrés par les deux centrales soient identiques et indiquent de ce fait la vraie vitesse en direction du Ford. 2.- Procédé suivant la revendication 1, caractérisé par le fait qu'on associe aux deux signaux de vitesse un facteur pondé-20 rai pour la comparaison des composantes Ford, ce facteur pondéral faisant que la préférence est donnée au signal de vitesse qui présente chaque fois l'erreur la plus faible suivant les accélérations et attitudes mesurées pour le corps. 3o- Procédé suivant les revendications 1 et 2, caractérisé 25 par le fait que le plan de référence horizontal de la centrale à inertie est rendu horizontal avant de comparer par le calcul les composantes Ford des signaux de vitesse. 4-.-- Procédé suivant les revendications 1, 2, 3 prises dans leur ensemble, caractériséjpar le fait que la centrale à inertie 30 est alignée approximativement sur le Ford, par exemple à l'aide d'un capteur du champ magnétique terrestre, avant de comparer par le calcul les composantes Ford des signaux de vitesse. 5'- Procédé suivant la revendication 1, caractérisé parle fait que la correction mathématique du Nord apparent s'effec- -35 tue suivant un procédé d'itération s'appuyant sur les fonctions d'erreurs des deux dispositifs de mesure, à savoir la centrale Doppler et la centrale à inertie. 6.- Dispositif de mise en oeuvre du procédé suivant les revendications 1, 2, 3, 4-, 5 prises dans leur ensemble avec une 4-0 centrale à inertie, une centrale Doppler et un calculateur BAD GRK-JIMAL 70 16796 17 2042518 numérique qui comporte une première unité de calcul pour déterminer la composante Ford de la vitesse-sol délivrée par la centrale Doppler à l'aide du Ford, fourni par la centrale à inertie, caractérisé par le fait que le calculateur comprend une seconde 5 unité de calcul avec un premier comparateur pour comparer le signal de la composante Ford délivré par la première unité avec celui délivré par la centrale à inertie et une mémoire pour enregistrer le résultat de cette comparaison, ainsi qu'ion second comparateur pour comparer le résultat de la comparaison effec-10 tuée auparavant dans le premier comparateur et emmagasiné dans la mémoire avec le nouveau résultat de comparaison^par le fait que la sortie de la seconde unité, qui délivre un signal Ford dépendant des résultats .de comparaison, est reliée à l'entrée recevant le signal Ford de la première unité de calcul et à une 15 entrée d'une troisième unité du calculateur, une autre entrée de la troisième unité étant reliée à une sortie de la plate-forme àiuertie qui délivre le signal de composante Ford; par le fait qu'une sortie de la troisième unité, à laquelle apparaît un signal de composante Ford corrigé conformément au signal de 20 direction Ford de la seconde unité, est reliée à l'entrée de la seconde unité qui reçoit le signal de composante Ford de la plate-forme à inertie et par le fait qu'il est prévu un dispositif indicateur relié à la sortie de la seconde unité, qui visualise la composante Ford de la vitesse et la direction Ford dé-25 terminée et qui comporte un dispositif de signalisation auxiliaire déclenché lorsque le résultat zéro apparaît à la sortie du premier comparateur. 7«- Dispositif suivant la revendication 6, caractérisé par le fait que le calculateur comporte une quatrième unité pour dé-30 terminer les facteurs de poids attribués aux signaux de vitesse, les entrées de cette unité recevant respectivement le signal de composante Ford de la première unité, le signal de composante Ford de la troisième unité ou de la centrale à inertie ainsi que les signaux d'accélération et d'attitude délivrés par cette 35 centrale; les sorties auxquelles apparaissent les signaux pondérés des composantes Ford sont reliées aux entrées de la seconde unité de calcul. 8.- Dispositif suivant les Revendications 6 et 7, caractérisé par le fait qu'il est prévu en outre un capteur de champ 40 magnétique terrestre dont le signal de sortie est appliqué à la centrale à inertie. BAD ORIGINAL