FR 2954975 A1 20110708 FR 1150097 A 20110106 DESCRIPTION La solution présentée concerne le système de mesurage des inclinaisons du corps dans l'espace pour les buts d'orientation et de navigation qui corrige les inexactitudes des systèmes de navigation inertielle. Il y est utilisé la connaissance du placement des senseurs et la différence mesurée de pressions résultant des caractéristiques de l'atmosphère terrestre. La méthode utilisée par le système est convenable surtout dans le domaine de la précision des données des senseurs inertiels des petits avions. Les avions qui se déplacent dans l'enveloppe atmosphérique de la terre déterminent leur orientation dans l'espace, les soit-disant angles de position, c'est-à-dire l'inclinaison longitudinale, voir la figure 1A, et l'inclinaison transversale, voir la figure 1B, à la base des perceptions visuelles lors des soit-disant vols à vue ou bien à la base des signaux des instruments lors des soit-disant vols aux instruments. Pour déterminer l'orientation dans le cas des vols à vue, pour l'orientation le pilot se sert de la ligne de l'horizon selon laquelle il maintient l'avion dans l'orientation souhaitée. Dans le cas des vols aux instruments, la ligne de l'horizon est représentée par un des instruments sur le tableau de bord. Les valeurs des inclinaisons de l'avion sont mesurées à l'aide des capteurs qui suivent d'une façon permanente l'accélération, les soit-disant accéléromètres, et les vitesses d'angle dans tous les trois axes de l'avion. L'unité de mesurage de l'orientation dans l'espace s'appelle gyroscope ou bien l'unité de la navigation inertielle. Dans la pratique, on utilise les systèmes basés sur le principe optique, sur le principe d'inertie de la matière tournant et du mouvement de l'élément de poids sur une trajectoire. Les systèmes basés sur le principe de la matière tournant, c'est-à-dire les gyroscopes mécaniques, soufrent des problèmes qui sont liés avec la partie mécanique tournant du système de mesurage. La production et le service d'entretien de ces appareils sont mécaniquement exigeants et en conséquence coûteux. Pour la détermination de la vitesse d'angle les systèmes basés sur le principe optique utilisent l'interférence des lumières générées par la source de la radiation lors du passage par le chemin optique d'une longueur différente. Dans la pratique, ils sont désignés comme les gyroscopes de laser qui sont très précis et très coûteux. -2- Ces derniers temps, les systèmes micromécaniques très développés et à bas prix, décrits comme MEMS, fonctionnent sur le principe qui utilise le mouvement de l'élément de poids sur le bras élastique, qui est créé dans la structure ciliciée. Le mouvement de l'élément de poids est lu par des principes différents, par exemple comme un changement de la capacité entre les électrodes. Malheureusement, la précision de ce système n'est pas suffisante pour les applications de navigation et dépend sensiblement des facteurs de l'environnement, p. ex. de la température. Dans le cas d'application de ces senseurs dans l'unité de la navigation inertielle, avec le temps, il se produit une déviation non négligeable de la valeur de sortie où la valeur mesurée passe peu à peu à la valeur incorrecte par l'influence de l'inexactitude de la production des senseurs, de la chaîne de mesurage et du système de calcul comme il est par exemple l'intégration numérique des données. Cette inexactitude commence à se manifester au temps de l'ordre d'une dizaine de minutes. Les insuffisances des systèmes inertiels décrites ci-dessus sont éliminées par le système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle à la base du mesurage des inclinaisons du corps dans l'atmosphère qui est chargé toujours par la même erreur de mesure. La présente invention a pour objet un système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle contenant un élément amplificateur connecté via un convertisseur analogue-digital avec un système de microprocesseur qui est constitué par des blocs mutuellement connectés, précisément par un bloc des entrées, par une unité de calcul, par une mémoire et par une bloc de circuits de sortie et qui est, ensemble avec tout le système de mesurage, connecté à un bloc de la distribution d'alimentation à l'aide de la sortie, interconnecté avec une source externe d'alimentation. Le système selon l'invention est caractérisé en ce qu'il est constitué d'un premier senseur différentiel de la pression dont une entrée est connectée à l'aide d'une première admission de pression à un premier endroit de prise du corps et dont une deuxième entrée est connectée à l'aide d'une deuxième admission de pression à un deuxième endroit de prise. La sortie de ce premier senseur différentiel de la pression est connectée via un élément amplificateur à l'entrée du convertisseur analogue-digital dont la sortie est connectée avec le système de microprocesseur. Ce système de microprocesseur est constitué par des blocs mutuellement connectés, -3- précisément par le bloc des entrées, par l'unité de calcul, par la mémoire et par le bloc des circuits de sortie et il est, ensemble avec tout le système de mesurage, connecté au bloc de la distribution d'alimentation, interconnecté avec la source externe à l'aide de l'entrée d'alimentation. La première sortie du système de microprocesseur est connectée à un appareil graphique. Le premier et le deuxième endroits de prise sont placés symétriquement par rapport au centre de gravité du corps. Le système de microprocesseur est aussi équipé d'une deuxième sortie pour la commande des appareils externes. Dans une réalisation favorable, la première sortie du système de microprocesseur est en même temps interconnectée avec le bloc de correction où il est connecté aussi la sortie du système de la navigation inertielle. Ce bloc de correction est équipé d'une interface des données précisées du système inertiel. Dans une autre réalisation favorable, le système contient un deuxième senseur différentiel de la pression dont les entrées sont connectées aux extrémités de la première et de la deuxième admissions de pression opposées à celles où est connecté le premier senseur différentiel de la pression. Dans ce cas, l'élément amplificateur est réalisé comme un amplificateur différentiel, sur l'entrée inversante duquel il est connecté la sortie du premier senseur différentiel de la pression et sur l'entrée non-inversante duquel il est connecté la sortie du deuxième senseur différentiel de la pression. Il est aussi avantageux que les entrées du premier et du deuxième senseurs différentiels de la pression soient connectées à la première et à la deuxième admissions de pression via le commutateur de pression qui est connecté à la deuxième sortie du système de microprocesseur. L'avantage du système prévu c'est le mesurage de l'inclinaison de l'avion par un système complètement différent que celui qui est actuellement couramment utilisé. Le système permet le mesurage de l'inclinaison du corps dans l'atmosphère qui est chargé toujours par la même erreur de mesure constante dans le temps qui n'est plus multipliée par l'influence de l'intégration dans le système de calcul. En raisons décrites ci-dessus le système peut être utilisé comme un élément de correction des sorties des senseurs à bas prix de la navigation inertielle. -4- Le système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle et ses fonctions sont décrits ci-dessous à l'aide des dessins joints. Sur les fig. lA et 1B, il y a les exemples du placement des endroits de mesurage et d'autres données pour la réalisation du mesurage pour l'avion, où la fig. lA illustre l'inclinaison longitudinale de l'avion et la fig. 1B son inclinaison transversale. Sur la fig. 2, il y a un schéma de bloc du branchement du système de mesurage. La fig. 3 montre la fonction de la différence de pression rapportée à un mètre et à la hauteur au-dessus de la surface de terre. Selon l'exemple mentionné sur la fig. 2, le système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle est constitué du premier senseur 1 différentiel de la pression qui est connecté par une de ses entrées à l'aide de la première admission 2 de pression au premier endroit de prise 3 du corps 4 qui est ici représenté par l'avion. La deuxième entrée du premier senseur 1 différentiel de la pression est connectée à l'aide de la deuxième admission 5 de pression au deuxième endroit 6 de prise et sa sortie est connectée via un élément 7 amplificateur à l'aide du conducteur 8 à l'entrée du convertisseur 9 analogue-digital. La sortie du convertisseur 9 analogue-digital est connectée avec le système de microprocesseur 10. Le système de microprocesseur 10 est constitué par des blocs mutuellement connectés, précisément par le bloc 11 des entrées, par l'unité 12 de calcul, par la mémoire 13 et par le bloc 14 des circuits de sortie et, ensemble avec tout le système de mesurage, il est connecté sur le bloc 15 de la distribution d'alimentation par la sortie 25, interconnecté avec la source externe à l'aide de l'entrée d'alimentation 16. Dans le but de la meilleure clarté, l'interconnexion détaillée de l'alimentation n'est pas mentionnée sur le plan. La première sortie 17 du système de microprocesseur 10 est connectée sur l'appareil 18 graphique. Le premier endroit 3 de prise et le deuxième endroit 6 de prise sont placés symétriquement par rapport au centre de gravité du corps 4 et le système de microprocesseur 10 est équipé par la deuxième sortie 19 pour la commande des appareils externes. Ceci est la réalisation de base du système. Mais sur la fig. 2, les possibilités de sa modification sont indiquées. L'une d'elles est que la première sortie 17 du système de microprocesseur 10 est en même temps interconnectée avec le bloc 20 de correction où il est connecté aussi la sortie du système de la navigation 21 inertielle. Le bloc 20 de correction est équipé par l'interface 22 des données précisées du système inertiel. -5- Une autre modification du système est qu'il est incorporé le deuxième senseur 23 différentiel de la pression dont les entrées sont connectées aux extrémités de la première admission 2 de pression et de la deuxième admission 5 de pression opposées aux celles où il est connecté le premier senseur 1 différentiel de la pression. Dans ce cas, l'élément 7 amplificateur est réalisé comme un amplificateur différentiel, sur l'entrée inversante duquel il est connecté la sortie du premier senseur 1 différentiel de la pression et sur l'entrée non-inversante duquel il est connecté la sortie du deuxième senseur 23 différentiel de la pression. Une autre possibilité de la modification du système est que les entrées du premier senseur 1 différentiel de la pression et du deuxième senseur 23 différentiel de la pression sont connectées à la première admission 2 de pression et à la deuxième admission 5 de pression via le commutateur 24 de pression qui est connecté à la deuxième sortie 19 du système de microprocesseur 10. La base du mesurage est la diminution de la pression atmosphérique en fonction de l'altitude et le fait que le corps 4, l'avion dans le cas précis, est composé des éléments symétriquement placés qui, au cours du vol, changent leur position symétriquement par rapport au centre de gravité de l'avion. Par exemple dans le cas du virage de l'avion, l'extrémité de l'aile du côté intérieur du virage est placée au-dessous du point de centre de gravité, tandis que l'aile de l'autre côté est surélevé au-dessus du centre de gravité. Au moment de cette inclinaison, dans le plan vertical, il se produit une différence de longueur mais aussi de pression entre les points aux extrémités des ailes droit et gauche. Pour ce cas il est valable que, plus l'aile est longue et plus grand il est l'inclination de l'avion, la distance verticale est plus grande. La méthode de mesurage de l'inclinaison, utilisant le principe du mesurage de la différence des pressions par le senseur différentiel de la pression dans les parties différentes de le structure de l'avion, est basée sur les qualités physiques de l'atmosphère qui sont décrites par l'équation : / \R.ti H=T° • p(0) -1 ti p(H), (1) Où H est la hauteur mesurée à partir du niveau relatif p(0) [m], p(0) est la pression atmosphérique correspondant au niveau relatif [kPa], -6- p(H) est la pression atmosphérique correspondant à la hauteur H [kPa], To est la température absolue au niveau zéro de I.S.A. (atmosphère type internationale) [K], i est le coefficient de la fonction de température pour les altitudes 0 ù 11 km selon I.S.A. [K m-1] et R est une constante de gaz modifiée pour l'air selon I.S.A. [m K- ] 1 . La méthode du mesurage de l'inclinaison utilisant le principe du mesurage de la différence des pressions dans les parties différentes de la structure de l'avion est basée sur l'hypothèse que le profil de pression de l'air dans la zone créée par les points les plus écartés de le structure de l'avion est constant dans les altitudes particulières, voir l'équation (1) et les Fig.1A, 1B. A le base de l'équation (1) il a été déterminé la fonction de la différence de pression rapportée à un mètre et à la hauteur au-dessus de la surface de terre, qui est illustrée sur la Fig. 3. La figure Fig. 3 montre que la différence de pression au niveau de la mer est approximativement de 12 Pa/lm et qu'elle est de 7 Pa/lm à l'altitude de 5 km. Il s'agit donc des valeurs qui sont mesurables par des senseurs avec la petite gamme de mesure. Au cours du vol la position de l'avion change dans l'espace et les points particuliers de sa structure se trouvent dans les positions placées symétriquement par rapport au centre de gravité. Ces points sont utilisés comme les entrées du système de mesurage qui mesure la différence immédiate des pressions aux entrées selon laquelle on peut distinguer les inclinaisons de l'avion, voir les figures lA et 1B. Selon la Fig. 1A, la valeur de la fonction du voltage de sortie sur l'angle de l'inclinaison de l'avion peut être décrite par l'équation (2) qui dépend de l'angle a et de la distance des points la . La situation sur la Fig.1B peut être décrite par l'équation analogique pour l'angle et la distance lR . Uout 1 m . l sln (a) • rangesens. (2) Où Uout est le voltage de sortie mesuré sur l'élément de prise du senseur de la pression [V], 2954975 -7- OPm est la différence de pression correspondant à la hauteur de lm [Pa], la est la distance des entrées mesurant symétriquement placées [m], 5 a est l'angle de rotation de l'avion par rapport au plan traversant le centre de gravité de l'avion et horizontal par rapport à la surface de terre [°], AUsens. est l'intervalle de sortie du voltage du senseur différentiel de la pression [V] et 10 range est l'intervalle des pressions mesurées par le senseur différentiel de la pression [Pa]. Le système de mesurage est basé sur le principe de la prise des différences des pressions selon la Fig. 1. Le système se sert du premier senseur 1 différentiel de la pression qui est branché dans l'avion dans 15 l'exemple de branchement selon la figure 2. La figure 2 définit le système de prise qui est équipé par deux entrées de la pression mesurée et à la sortie, il donne le signal de voltage proportionnel à l'inclinaison de l'avion. La précision du système de prise peut être augmentée par l'utilisation de deux senseur, du premier senseur 1 différentiel de la 20 pression et du deuxième senseur 23 différentiel de la pression, dont les entrées sont connectées aux extrémités opposées de la première admission 2 de pression et de la deuxième admission 5 de pression. Dans le cas où il sera mesuré le voltage différentiel entre les sorties du premier senseur 1 différentiel de la pression et du deuxième senseur 23 différentiel de la 25 pression, le résultat sera une amplitude doublée du signal de sortie. Le changement du voltage de sortie par rapport à la pression de référence peut être mathématiquement décrit par l'équation (3) et pour le deuxième senseur analogiquement par l'équation (4). Si l'on déduit l'équation (3) de l'équation (4), on obtient le changement résultant du voltage de sortie du 30 senseur qui est proportionnel au multiple de quatre du changement de la pression entre le niveau de référence et l'entrée mesurant. ~U1= f (P{REF+AP )-J (P{REF-AP)=2.J (AP) (3) Au -(J (PREF+AP)-J (PREF-AP))' (AP) (4) AU.,=nul -AU2=2.f(AP)+2.f(AP)=4.f(AP) (5) -8- La précision du système de mesurage peut être augmentée encore par la commutation de la première admission 2 de pression et de la deuxième admission 5 de pression sur le premier endroit 3 de prise et sur le deuxième endroit 6 de prise dans le premier cas et sur le deuxième endroit 6 de prise et sur le premier endroit 3 de prise dans le deuxième cas. Lors de la commutation, le premier endroit 3 de prise et le deuxième endroit 6 de prise sont échangés à l'aide du commutateur 24 de pression. A l'aide du commutateur 24 de pression qui est commandé par la sortie 19 du système de microprocesseur 10, on peut mesurer la valeur du signal pour deux positions mutuellement opposées de la rotation de l'avion. La moyenne de la valeur ainsi mesurée donne la valeur actuelle de l'angle de rotation sans influence des autres effets, par exemple de la déviation du signal de sortie, qui influencent l'élément de prise du senseur. Le signal de sortie du premier senseur 1 différentiel de la pression peut être décrit par l'équation (6), analogiquement le signal de sortie du deuxième senseur 23 différentiel de la pression peut être décrit par l'équation (7). Après la substitution, la moyenne des deux valeurs, voir l'équation (8), est exprimée en détails dans l'équation (9). La valeur résultante décrite par l'équation (10) ne dépend pas des offsets des senseurs particuliers et donne la valeur de sortie du voltage qui est proportionnelle à l'inclinaison du corps. Uoutl = f (4. / (AP))+Uoffsetl +Uoffset2 Uout2 = f (ù4. / (AP))+Uoffsetl +Uoffset2 U.,1ùU.,2 Uout_corrected = 2 8 O f (4 • f (Ap))+Uoffsetl +Uoffset2 ù(f (ù4. f(AP))+Uoffsetl +Uoffset2 2 (6) (7) Uout corrected (9) Uout corrected f(8.f(AP)) 2 =f(4.f(AP)) (10) Pour le mesurage des signaux de sortie du premier senseur 1 différentiel et du deuxième senseur 23 différentiel, il est utilisé l'amplificateur 7 différentiel dont la sortie analogique est connectée à l'aide du conducteur 8 au convertisseur 9 analogue-digital qui le transforme en signal digital qui est ensuite traité par le bloc des entrées 11 du système de -9- microprocesseur 10 en utilisant l'unité de calcul 12 et la mémoire 13. Le bloc 14 des circuits de sortie sert à la modification du signal pour la commande du commutateur 24 de pression et à la modification du signal sur la couche physique de la première sortie 17 du système de microprocesseur 10, qui amène la valeur traitée de l'inclinaison du corps 4 sur l'appareil 18 graphique placé sur le tableau de bord du corps 4 et sur le bloc 20 de correction qui reçoit en même temps le signal du système de la navigation 21 inertielle et à la sortie, constituée de l'interface 22, fournit le signal dont les erreurs causées par l'instabilité de temps des senseurs utilisés dans le système de la navigation 21 inertielle sont corrigées. A la base de la connaissance de la position du sélecteur du commutateur 24 de pression et de la valeur mesurée du signal de sortie du convertisseur 9 analogue-digital, le système de microprocesseur 10 calcule la valeur actuelle de l'inclinaison qui est ensuite transmise par la première sortie 17 du système de microprocesseur 10. Le système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle selon la solution présentée sera appliqué surtout dans le domaine des petits avions où la République Tchèque est l'un des plus grand fabricants et exportateurs des petits avions dans le monde. Le système permettra les corrections des déviations des systèmes à bas prix de la navigation inertielle. En conséquence, ces unités corrigés de la navigation inertielle augmenteraient la sécurité du vol des avions, la sécurité des pilots et la sécurité des gens et des propriétés sur la terre. La méthode peut être appliquée pour la précision des systèmes inertiels qui se déplacent dans l'atmosphère dans l'intervalle des altitudes de 0 jusqu'à 5 km d'environ. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisations décrits et représentés aux dessins annexés. Des modifications restent possibles, notamment du point de vue de la constitution des divers éléments ou par substitution d'équivalents techniques, sans sortir pour autant du domaine de protection de l'invention. REVENDICATIONS1. Système pour la correction des inexactitudes des systèmes de navigation inertielle contenant un élément (7) amplificateur connecté via un convertisseur (9) analogue-digital avec un système de microprocesseur (10) qui est constitué par des blocs mutuellement connectés, précisément par un bloc (11) des entrées, par une unité (12) de calcul, par une mémoire (13) et par un bloc (14) de circuits de sortie et qui est, ensemble avec tout le système de mesurage, connecté à un bloc (15) de la distribution d'alimentation à l'aide de la sortie (25), interconnecté avec une source externe d'alimentation, caractérisé en ce qu'il est constitué d'un premier senseur (1) différentiel de la pression dont une entrée est connectée à l'aide d'une première admission (2) de pression à un premier endroit (3) de prise du corps (4) et dont une deuxième entrée est connectée à l'aide d'une deuxième admission (5) de pression à un deuxième endroit (6) de prise et dont la sortie est connectée via l'élément (7) amplificateur et le convertisseur (9) analogue-digital avec le système de microprocesseur (10), et la première sortie (17) du système de microprocesseur (10) est connectée sur un appareil (18) graphique, et en même temps, le premier endroit (3) de prise et le deuxième endroit (6) de prise sont placés symétriquement par rapport au centre de gravité du corps (4) et le système de microprocesseur (10) est équipé d'une deuxième sortie (19) pour la commande des appareils externes. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première sortie (17) du système de microprocesseur (10) est en même temps interconnectée avec le bloc (20) de correction où il est connecté aussi la sortie du système de la navigation (21) inertielle, où ce bloc (20) de correction est équipé d'une interface (22) des données précisées du système inertiel. 3. Système selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il contient un deuxième senseur (23) différentiel de la pression, dont les entrées sont connectées aux extrémités de la première admission (2) de pression et de la deuxième admission (5) de pression opposées à celles où est connecté le premier senseur (1) différentiel de la pression et l'élément (7) amplificateur est réalisé comme un amplificateur différentiel, sur l'entrée inversante duquel il est connecté la sortie du premier senseur (1)-11- différentiel de la pression et sur l'entrée non-inversante duquel il est connecté la sortie du deuxième senseur (23) différentiel de la pression. 4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que les entrées du premier senseur (1) différentiel de la pression et du deuxième senseur (23) différentiel de la pression sont connectées à la première admission (2) de pression et à la deuxième admission (5) de pression via le commutateur (24) de pression qui est connecté à la deuxième sortie (19) du système du microprocesseur (10).