Brevet FR3089305A1 — publié le 20200605

Description Titre de l'invention : Procédé de localisation d'un aéronef au sol au moyen d'un système de capteurs hybridés [0001] Le domaine de l'invention est celui de la navigation aéronautique aéroportuaire et plus exactement de la localisation précise des aéronefs dans les zones aéroportuaires. Notamment, lors de la phase de décollage, les aéronefs ont besoin d'un positionnement précis afin de rester dans l'axe de la piste et d'éviter les débords. [0002] On entend par navigation aéroportuaire l'ensemble des opérations de roulage au sol sur les « taxiways » de l'aéroport mais également les phases de décollage et d'atterrissage de l'aéronef [0003] Lc positionnement des aéronefs lors de la navigation au sol est actuellement réalisé visuellement par le pilote. C'est une méthode moyennement précise, qui n'est réalisable qu'en conditions de visibilité suffisante. En cas d'absence de visibilité duc à la nuit ou à des conditions météorologiques défavorables, il est nécessaire d'avoir recours à une instrumentation de positionnement. [0004] Différents systèmes existent. Il est possible de déterminer la position de l'appareil : - Soit à partir de caméras. On retrouve dans ce cas en partie les difficultés signalées ci-dessus ; - Soit à partir d'une position donnée par un système « GNSS », acronyme de « Global Navigation Satellite System », permettant un positionnement absolu de l'aéronef sur l'ensemble du globe. Cette méthode est précise, l'erreur de positionnement n'étant que de quelques mètres, mais vulnérable. En effet, la présence de mufti-trajets peuvent perturber fortement l'information de position et peuvent conduire à des erreurs fluctuantes de plusieurs mètres. Cela induit un problème de continuité de l'indication de position. Par ailleurs, le brouillage du GNSS peut soit conduire à une position erronée, soit à une perte complète du système GNSS ; - Soit avec une position obtenue par fusion entre des mesures inertielles et des mesures GNSS. La position obtenue est alors continue, mais l'utilisation des mesures GNSS au sol n'est actuellement pas autorisée par les organismes de certification ; - Spécifiquement, pendant la phase de décollage et/ou d'atterrissage, la position peut être déterminée par des faisceaux « ILS », acronyme de « Instrument Landing System » permettant un guidage sur l'axe de la piste. Ce système nécessite l'implémentation d'antennes sur les bords de piste produisant des faisceaux électriques avec des fréquences et des orientations précises. La disponibilité et la précision de ces systèmes dépendent de l'équipement de l'aéroport. [0005] Ainsi, ces différentes solutions présentent chacune leurs inconvénients propres. Ces 2 solutions manquent soit de fiabilité, soit dépendent de conditions extérieures, soit d'installations aéroportuaires. [0006] Le procédé de localisation d'un aéronef au sol selon l'invention ne présente pas ces difficultés. Il repose sur l'utilisation de capteurs de mesure d'attitude, de position ou de vitesse préexistant montés sur l'aéronef, les mesures issues de ces différents capteurs étant hybridées et sur la mise en oeuvre d'un filtre correcteur spécifique de Kalman à l'intérieur d'une unité électronique de calcul de position. [0007] Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de localisation d'un aéronef au sol, ledit procédé étant mis en oeuvre dans un système de localisation comprenant au moins : - une centrale inertielle, - un dispositif de géolocalisation, - un odomètre, - Un dispositif électronique de calcul donnant, à partir des informations issues de la centrale inertielle, du dispositif de géolocalisation, de l'odomètre et/ou du tachymètre les informations dites « hybridées » d'attitude, de vitesse et de position de l'aéronef, Caractérisé en cc que le dispositif électronique comportant un filtre correcteur de Kalman, ledit procédé utilisant pour la mise en oeuvre de ce filtre de Kalman les quatre hypothèses suivantes : - Il existe un premier point lié à l'appareil où l'appareil se déplace uniquement en translation longitudinale ; - En ce premier point, les mesures de déplacement sont mesurés par l'odomètre ; - Il existe un second point lié à l'appareil où la vitesse de l'appareil en ce point est nulle selon un premier axe perpendiculaire à l'axe principal de la cellule de l'aéronef ; - Il existe un troisième point lié à l'appareil où la vitesse de l'appareil en ce point est nulle selon un second axe perpendiculaire à l'axe principal de la cellule de l'aéronef et perpendiculaire au premier axe. [0008] Avantageusement, le dispositif électronique de calcul comporte trois intégrateurs en série, les données d'entrée du premier intégrateur étant les informations de vitesses angulaires de l'aéronef, les données de sortie du premier intégrateur étant les informations d'attitude de l'aéronef dite attitude hybridée, les données de sortie du second intégrateur étant les informations de vitesse de l'aéronef dite vitesse hybridée et les données de sortie du troisième intégrateur étant les informations de position de l'aéronef dite position hybridée et les entrées du filtre de Kalman sont les informations de déplacement issues de l'odomètre, les informations de position issues du dispositif de géolocalisation et les informations de position hybridée issue du troisième intégrateur. [0009] L'invention concerne également un procédé de localisation d'un aéronef au sol, ledit 3 procédé étant mis en oeuvre dans un système de localisation comprenant au moins : - une centrale inertielle, - un dispositif de géolocalisation, - un tachymètre, - Un dispositif électronique de calcul donnant, à partir des informations issues de la centrale inertielle, du dispositif de géolocalisation, de l'odomètre et/ou du tachymètre les informations dites « hybridées » d'attitude, de vitesse et de position de l'aéronef, Caractérisé en ce que le dispositif électronique comportant un filtre correcteur de Kalman, ledit procédé utilisant pour la mise en oeuvre de cc filtre de Kalman les quatre hypothèses suivantes : - 11 existe un premier point lié à l'appareil où l'appareil se déplace uniquement en translation ; - En ce premier point, les mesures de vitesse sont mesurés uniquement par le tachymètre ; - 11 existe un second point lié à l'appareil où la vitesse de l'appareil en ce point est nulle selon un premier axe perpendiculaire à l'axe principal de la cellule de l'aéronef ; - 11 existe un troisième point lié à l'appareil où la vitesse de l'appareil en ce point est nulle selon un second axe perpendiculaire à l'axe principal de la cellule de l'aéronef et perpendiculaire au premier axe. [0010] Avantageusement, le dispositif électronique de calcul comporte trois intégrateurs en série, les données d'entrée du premier intégrateur étant les informations de vitesses angulaires de l'aéronef, les données de sortie du premier intégrateur étant les informations d'attitude de l'aéronef dite attitude hybridée, les données de sortie du second intégrateur étant les informations de vitesse de l'aéronef dite vitesse hybridée et les données de sortie du troisième intégrateur étant les informations de position de l'aéronef dite position hybridée ; et les entrées du filtre de Kalman sont les informations de vitesse issues du tachymètre, les informations de position issues du dispositif de géolocalisation et les informations de position hybridée issue du troisième intégrateur. [0011] Avantageusement, le dispositif électronique de calcul comporte des moyens de calcul de l'accélération de la pesanteur et de l'accélération de Coriolis. [0012] L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre non limitatif et grâce aux figures annexées parmi lesquelles : [0013] [fig.1] représente le synoptique d'un système de localisation mettant en oeuvre le procédé selon l'invention ; [0014] [fig.2] représente représente le synoptique d'un dispositif électronique de calcul mettant en oeuvre le procédé selon l'invention ; [0015] [fig.3] représente les différents repères et points nécessaires à l'établissement des hypothèses utilisées par le filtre de Kalman. [0016] Le procédé de localisation d'un aéronef au sol selon l'invention est mis en oeuvre dans un système de localisation. Il est représenté sur la figure 1. Celui-ci comprend au moins : - une unité de mesure inertielle ou « UMI » 1. Cc dispositif est classique à bord des aéronefs. Cette unité fournit des informations de vitesses angulaires VA et d'accélération. Classiquement, les centrales inertielles dites haute précision sont caractérisées par des dérives de position de 2 miles nautiques par heure ; - un dispositif de géolocalisation 2 qui peut être celui du « Flight Managing System ou « FMS » de l'appareil. Il peut également s'agir d'une hase de données aéroportuaires. Ce type de dispositif est bien connu de l'homme du métier. Il fournit les informations de position Ppms ; - un odomètre et/ou un tachymètre 3. L'odomètre est un instrument de mesure des distances Po. Il est généralement basé sur le comptage du nombre de tours réalisés par une roue de l'appareil. Connaissant le diamètre de la roue, on en déduit la distance parcourue. Le tachymètre est un instrument de mesure de la vitesse V-, de déplacement de l'aéronef. Par intégration de cette vitesse pendant un laps de temps donné, on détermine la distance parcourue. Il a donc un rôle équivalent à celui de l'odomètre. Des odomètres ou des tachymètres sont disposés dans les trains d'atterrissage des avions et sont utilisés notamment pour les systèmes de gestion de freinage ; - Un dispositif électronique de calcul 4 donnant les informations dites « hybridées » d'attitude, de vitesse et de position de l'aéronef à partir des informations issues de l'unité de mesure inertielle, du dispositif de géolocalisation et de l'odomètre ou du tachymètre. [0017] Le synoptique de l'unité de calcul est représentée sur la figure 2. Elle comporte les éléments suivants : - trois intégrateurs en série notés 41, 42 et 43. Le premier intégrateur 41 noté « INT. ATT » est un intégrateur d'attitude. Les données d'entrée de ce premier intégrateur sont les informations de vitesses angulaires VA de l'aéronef, les données de sortie de ce premier intégrateur sont les informations d'attitude AH de l'aéronef dite attitude hybridée. Le second intégrateur 42 noté « INT. VIT. » est un intégrateur de vitesse. Les données de sortie de ce second intégrateur sont les informations de vitesse VII de l'aéronef dite vitesse hybridée. Le troisième intégrateur 43 noté « INT. POS. » est un intégrateur de position. Les données de sortie de ce troisième intégrateur sont les in- formations de position P' de l'aéronef dite position hyhridée ; - une fonction 45 de calcul de l'accélération de la pesanteur G qui est ajoutée aux incréments accélérornétriques intégrés IA ; - une fonction 46 de correction de l'accélération de Coriolis notée Q qui prend en compte le fait que l'intégration des accélérations se fait dans un référentiel non galiléen ; - un filtre de Kalman 44. [0018] Une adaptation des principes généraux du filtrage de Kalman au contexte avionique est réalisée par le réglage du filtre de Kalman. Ainsi, les covariances initiales, les bruits de modèles, les bruits de mesure et l'ajout d'états pour décrire les erreurs spécifiques sont adaptées au contexte avionique. [0019] Le filtre de Kalman assure les deux fonctions suivantes : - Sous certaines hypothèses concernant le comportement dynamique de l'aéronef au sol, réalisation de la fusion entre : la position hybridée ; la vitesse hyhridée ; les mesures de déplacement et/ou de vitesse issus du tachymètre et/ou de l'odomètre et ; la position précise fournie par l'UNI [0020] - Elahoration des corrections sur les données hybrides d'attitudes, de vitesses et de positions envoyées aux intégrateurs 41, 42 et 43 pour prise en compte. Cette estimation est réalisée en entretenant des états d'erreurs d'attitude, de vitesse et de position. [0021] Le comportement dynamique de l'aéronef A est représenté sur la figure 3 qui re- présente une vue de dessus partielle de cet aéronef. Son comportement est modélisé à l'aide de différents repères. Les repères sont représentés par des flèches en traits fins et les vitesses par des flèches en traits gras. Les différents repères sont - RN, : le repère de mesure inertielle de la centrale inertielle UMI ; - RE : le repère dit « body » de l'aéronef. Les trois axes de ce repère XRE, YRE et ZRE, sont orientés de la façon suivante : l'axe XRE est orienté selon l'axe principal de la cellule de l'aéronef et pointe vers l'avant, l'axe Y. lui est perpendiculaire et pointe vers la droite et le troisième axe ZRR pointe vers le sol ; - RA(M): le repère d'avancement lié à un point M de l'aéronef tel que l'axe XRA(M) soit parallèle à la vitesse V(M) du point M, vitesse prise dans un repère terrestre. Sur la figure 3, le point choisi est le point O qui correspond à la position de l'odomètre dans l' appareil. [0022] Le filtre de Kalman fonctionne avec les quatre hypothèses suivantes notées HI, H2, H3 et H4. - H1 : Au point O, l'aéronef réalise une translation uniquement dans l'axe 6 d'avancement ; - H2 : La translation ou le déplacement longitudinal précédent est entièrement mesuré par l'odomètre aux erreurs près. Dans le cas de l'utilisation d'un tachymètre, la vitesse longitudinale est entièrement mesurée aux erreurs près ; - H3 : Il existe un point Py compris ou non dans l'avion, tel que la vitesse V(Py) en ce point selon l'axe Y',,, soit nulle ; - H4 : Il existe un point Pz compris ou non dans l'avion, tel que la vitesse V(PZ) en ce point selon l'axe Z« soit nulle. [0023] Afin d'estimer des corrections sur les données hybrides, le filtre de Kalman entretient des états d'erreurs d'attitude X(àatt), de vitesse X(iiV) et de position X(iipos). Ces états sont déclinés sur les trois axes. [0024] Afin d'être robuste aux erreurs des autres sources de données, le filtre de Kalman comporte également des états d'erreurs : - sur la mesure odométrique ou tachymètrique X(bodo). Le nombre d'états dépend de la modélisation réalisée sur les mesures odométriques ou tachymétriques. On considère généralement au moins un état de facteur d'échelle, un état de bruit et trois états relatifs aux harmonisations ; - sur la position initiale X(iiposinit), sur les trois axes. [0025] La dynamique de l'aéronef est utilisée pour recaler les estimées de position et de vitesse au sein du filtre de Kalman. Sous la troisième hypothèse H3, on considère que toute vitesse ou déplacement « dpl » constaté au point P, est une erreur. On construit donc l'observation suivante : [0026] [Math.1] [0027] De la même façon, sous la quatrième hypothèse 1-14, on estime que toute vitesse ou déplacement constaté au point Pz est unc erreur. On construit donc l'observation suivante : [0028] [Math.2] Z(77-:)= iPnst&)- dp 100291 Grâce à la matrice de recalage, les erreurs inertielles sont transmises aux états inertiels concernés. 100301 Les mesures odométriques ou tachymétriques sont utilisées pour recaler les estimées de position et de vitesse au sein du filtre de Kalman. Sous les hypothèses Hl et H2, on suppose qu'aux erreurs odométriques ou tachymètres près, le déplacement mesuré par l'odomètre ou la vitesse mesuré par le tachymètre sont vrais. Soit 7 [0031] [Math.3] r(0)Prea) = -ErreursOdo [0032] En ce même point, le déplacement calculé par intégration des mesures inertielles peut s'écrire : [0033] [Math.4] dp Pe. e silVS [0034] On construit donc l'observation : [0035] [Math.5] 2(A Z(X ,)= 4 =Erreu Erreur 'S Etme'eursOdo [0036] Grâce à la matrice de recalage, les erreurs inertielles sont transmises aux états inertiels concernés et les erreurs odométriques sont transmises aux états d'erreur odométriques X(Sodo). [0037] La centrale inertielle ne donnant que des mesures relatives obtenues par incré- mentation de la vitesse gyroscopique ou de l'accélération, elle ne peut pas seule affiner sa position. En conséquence, il est possible de réaliser à des intervalles de temps donnés, des recalages sur une position précise. Le recalage s'effectue en apportant une observation d'erreur de position au filtre de Kalman, sous la forme : [0038] [Math.6] Z(Pos)- -Poss' -Fos= Avec Posp',, = E* os rrEr +Sr Soft Z(pos) = EnTosfs:TS- ErrPoyRET 100391 Grâce à la matrice de recalage, les erreurs inertielles sont transmises aux états inertiels concernés, et les erreurs de position de référence sont transmises aux états d'erreur dédiés X(âposref). 100401 L'utilisation du système et de l'algorithme décrit ci-dessus est réalisée dans les conditions suivantes : - Utilisation du recalage sur une position précise au moment de l'initialisation de la centrale inertielle ; - Utilisation du recalage sur une position précise lorsque l'avion se situe en seuil de piste, sur commande des utilisateurs ou selon une procédure automatique des systèmes 8 avioniques ; - Utilisation des recalages mouvement à la fois de la dynamique porteur et de l'odomètre ou du tachymètre dès que l'avion est en mouvement. Cela s'adresse à la fois : - Aux phases de taxiway ; A la phase de décollage ; A la phase d'atterrissage. [0041] L'adaptation de l'algorithme aux différents types de porteurs tels les avions de tourisme ou les avions de transport aériens est réalisée en modifiant uniquement les réglages du filtre de Kalman. [0042] La solution algorithmique selon l'invention peut être implémentée dans les cal- culateurs des centrales inertielles présents dans les aéronefs. Cette implémentation suppose : - L'ajout d'entrées/sorties de données concernant les mesures tachymétriques ou odométriques et des surveillances associées ; - L'ajout d'entrées/sorties de données concernant la position de référence ; - L'implémentation d'un nouveau filtre correcteur spécifique à la navigation au sol ; - L'ajout de sorties concernant les données hybrides inertie/modèle de l'aéronef/odomètre ou tachymètre pour les proposer pour utilisation aux systèmes avioniques. [0043] Le procédé de localisation d'un aéronef selon l'invention permet de fournir des in- formations de position et de vitesse qui présentent les avantages suivants Elles sont - Précises : [0044] o Pour la navigation Taxiway, des performances de l'ordre de 15 mètres d'erreur de position et de 0.1m/s d'erreur sur la vitesse ont été observées pour une navigation de 15 minutes sur la runway ; [0045] o Pour le décollage : Une précision en position de 5 mètres et une précision de vitesse de 0.08 m/s sont observés pendant 300 secondes suivant une initialisation sur une position précise à 1 mètre d'écart type ; - Disponibles. Le procédé est disponible en tout temps, tant que la centrale inertielle est en mode de bon fonctionnement ; - Indépendantes d'équipements extérieurs à l'aéronef. Le procédé selon l'invention n'utilise ni guidage par satellite de type GNSS ni instrumentation d'aéroport de type ILS 9 [Revendication 1] [Revendication 2]