用于姿态错误检测的系统和方法技术方案

用于姿态错误检测的系统和方法。提供了用于基于集成的GNSS/惯性混合滤波器残差进行姿态错误检测的系统和方法。在一个实施例中，用于飞行器姿态测量系统的错误检测系统包括：耦合到第一惯性测量单元的传感器监视器，该传感器监视器包括：用于第一惯性测量单元的导航误差模型，所述模型被配置成模拟多个误差状态，其至少包括根据由第一惯性测量单元生成的数据确定的姿态误差状态矢量、速度误差状态矢量、和位置误差状态矢量；以及传播器-估计器，其被配置成基于GNSS数据传播和更新误差状态；以及残差评估器，其被配置成输入由传播器-估计器生成的测量误差残留值，其中当测量误差残留值超过阈值时，残差评估器输出警报信号。

System and method for attitude error detection

System and method for attitude error detection. Systems and methods are provided for attitude error detection based on integrated GNSS/ inertial hybrid filter residuals. In one embodiment, the system includes error detection for aircraft attitude measurement system: monitor sensor coupled to the first inertial measurement unit, the sensor monitor includes a first for navigation error model of inertial measurement unit, the model is configured to simulate multiple error state, including at least according to the inertia generated by the first the measuring unit data confirm the attitude error vector and velocity error and position error state vector and state vector; and communication device - estimator, which is configured to GNSS data transmission and update based on the error state; and residual evaluation device, which is configured to input by measurement error propagation - estimator generates residual value, which when the measurement error of residual value exceeds a threshold value, residual evaluation output alarm signal.

【技术实现步骤摘要】
相关申请的交叉引用本申请要求2014年10月8日提交的、题为“SYSTEMSANDMETHODSFORATTITUDEFAULTDETECTIONBASEDONINTEGRATEDGNSS/INERTIALHYBRIDFILTERRESIDUALS”的美国临时申请号62/061,413的优先权和权益，并且其通过引用被整体地并入本文。
技术介绍
引出当前商用飞行器设计以消除对具有用于获得飞行器姿态测量的三个可操作高级别(即，导航级别)飞行数据惯性测量单元的需要。期望具有仅包括两个高级别惯性测量单元的飞行器，并具有可以是低级别惯性传感器的第三单元，例如微机电(MEMS)惯性传感器。同时，存在对甚至在两个高级别惯性测量单元中的一个不工作(例如，由于惯性传感器故障)时也保持飞行器起飞的能力的期望。具有用于姿态测量的两个可靠源的飞行器的起飞和操作本身是没问题的，但是可能发展其中两个剩余的工作中的惯性传感器中的一个在飞行期间降级并且开始输出包括某些级别的偏移误差的姿态数据的情形。在那个情况下，当飞行人员观察到两个工作中的惯性传感器正产生不同的滚动和/或俯仰数据时，他门需要能够确定传感器中的哪个正在提供准确的姿态测量，以及哪个不在。因为上面阐明的原因，并且因为下面阐明的其它原因(在阅读和理解说明书时，其将对于本领域的技术人员而言变得显而易见)，在本领域中存在对用于基于集成GNSS/惯性混合滤波器残差进行姿态错误检测的替换系统和方法的需要。附图说明当鉴于优选实施例的描述和下面的附图考虑时，本专利技术的实施例可以被更加容易地理解，并且其更多优点和使用更加容易地显而易见，其中：图1是图示出用于提供本公开的一个实施例的飞行器姿态测量的航空电子系统的图；图2是图示出由本公开的一个实施例的传感器监视器所利用的导航误差模型的图；图3是进一步图示出本公开的一个实施例的传感器监视器的图；以及图4是图示出本公开的一个实施例的方法的流程图。根据惯例，各种所描述的特征并非按比例绘制，而是被绘制成强调与本专利技术相关的特征。贯穿整个附图和文本，参考字符表示相似的元件。
技术实现思路
本专利技术的实施例提供了用于提供姿态错误检测的系统和方法，并且将通过阅读和学习下面的说明书被理解。提供了用于基于集成GNSS/惯性混合滤波器残差进行姿态错误检测的系统和方法。在一个实施例中，用于飞行器姿态测量系统的错误检测系统包括：耦合到飞行器姿态测量系统的第一惯性测量单元的传感器监视器，所述传感器监视器包括：用于第一惯性测量单元的导航误差模型，所述导航误差模型被配置成模拟多个误差状态，所述误差状态至少包括根据由第一惯性测量单元生成的数据确定的姿态误差状态矢量、速度误差状态矢量、和位置误差状态矢量；以及传播器-估计器，其被配置成基于GNSS数据传播和更新来自导航误差模型的多个误差状态；以及残差评估器，其被配置成输入由传播器-估计器生成的测量误差残留值，其中当测量误差残留值超过预定统计阈值时，残差评估器输出警报信号。具体实施方式在下面的详细描述中，参考形成其一部分的附图，并且其中通过本专利技术可以在其中实施的特定说明性实施例示出。这些实施例被充分详细地描述以使得本领域技术人员能够实施本专利技术，并且应当理解的是，可以利用其它实施例并且可以在不脱离本专利技术范围的情况下进行逻辑的、机械的和电气的改变。因此，下面的详细描述不应以限制性的意义进行。本文所描述的提议的实施例确定在提供纯惯性和GNSS/惯性混和(blended)两者的解(solution)的惯性测量单元的姿态输出中何时存在俯仰或滚动误差。混和解或混合(hybrid)解通过实施卡尔曼滤波器或称为混合滤波器的卡尔曼滤波器等价传播器-估计器来获得。混合滤波器函数间接检查输出导航参数(例如滚动和俯仰)的一致性。这通过基于预期噪声水平针对所有使用的GNSS测量对比阈值集合来不断地评估滤波器残差而被实现。使用本公开的实施例，利用这个类型的残差筛选(screening)来检测在惯性系统输出中的错误。在一些实施例中，在5-10度范围内的滚动和俯仰角度引起在滚动或俯仰超过允许的范围之前，这些残差测试超过它们的阈值，这意味着相似的(但不相等的)方案也可以被用作俯仰和滚动误差检测器。冲突表现为混合传播器-估计器测量残差中的系统偏移，以便它们达到超过测量参数的不确定性的水平。阈值可以被应用到残差以便超过预定水平的姿态误差触发警报。例如，在一个实施例中，评估来自惯性测量单元的残差的部件可以确定对于导航设备而言，是滚动离开(例如，超过10度)，还是俯仰离开(例如，超过5度)，或者是否俯仰和滚动两者都离开。此外，当两个独立的惯性测量单元开始输出不同的姿态解时，提议的实施例能够为可用惯性传感器单元中的每个查看残差水平，并且指示哪个系统正在生成错误的姿态解。图1是图示出用于向飞行器的飞行人员提供飞行器姿态测量(即，飞行器俯仰和滚动测量)的航空电子系统100的图。系统包括三个惯性测量单元110、120和130。在图1中所示的特定实施例中，系统100包括第一高级别惯性测量单元(110)和第二高级别惯性测量单元(120)，并进一步包括低级别惯性测量单元(130)，其可以例如使用MEMS惯性传感器来实现。然而，系统100不需要被限制到此特定配置。在其它实施例中，惯性测量单元可以是全部高级别的、全部低级别的、全部不同级别的，或者其任何组合。进一步地，在替代实施例中，系统100可以包括多于、或少于三个惯性测量单元。该三个惯性测量单元110、120和130每个将数据输出至一个或多个座舱姿态显示器140，其向飞行人员提供飞行器姿态测量信息。如图1中所示，使用本公开的实施例，惯性测量单元110、120和130中的每个具有相关联的传感器监视器(在115、125和135处示出)，其识别来自它的惯性传感器的姿态数据何时有疑问或失败。此确定由每个相应的传感器监视器基于来自混合滤波器(最优的或次优的传播器-估计器)的残差进行，其输入来自它的相关联惯性测量单元的惯性数据和全球导航卫星系统(GNSS)数据。GNSS数据可以例如从由飞行器的GNSS接收器160接收的卫星导航信号导出。在一个实施例中，GNSS接收器160包括全球定位系统(GPS)接收器。惯性数据包括姿态、速度和位置数据以及加速度和角速率。从卫星导航信号中导出的GNSS数据可以是伪距(其是测量的到与接收器中的时钟偏移相结合的...

【技术保护点】
一种用于飞行器姿态测量系统的错误检测系统(100)，该错误检测系统(100)包括：传感器监视器(115，125，135)，其耦合到飞行器姿态测量系统的第一惯性测量单元(110，120，130)，该传感器监视器(115，125，135)包括：用于第一惯性测量单元(110，120，130)的导航误差模型(200)，导航误差模型(200)被配置成模拟多个误差状态(210)，其至少包括根据由第一惯性测量单元(110，120，130)生成的数据确定的姿态误差状态矢量、速度误差状态矢量、和位置误差状态矢量；以及传播器‑估计器(320)，其被配置成基于GNSS数据来传播和更新来自导航误差模型(200)的多个误差状态(210)；以及残差评估器(145)，其被配置成输入由传播器‑估计器(320)生成的测量误差残留值，其中当测量误差残留值超过预定统计阈值时，残差评估器(145)输出警报信号。

【技术特征摘要】
2014.10.08 US 62/061413;2014.12.09 US 14/5643591.一种用于飞行器姿态测量系统的错误检测系统(100)，该错误检测系统
(100)包括：
传感器监视器(115，125，135)，其耦合到飞行器姿态测量系统的第一惯性测
量单元(110，120，130)，该传感器监视器(115，125，135)包括：
用于第一惯性测量单元(110，120，130)的导航误差模型(200)，导航误差
模型(200)被配置成模拟多个误差状态(210)，其至少包括根据由第一惯性测
量单元(110，120，130)生成的数据确定的姿态误差状态矢量、速度误差状态矢
量、和位置误差状态矢量；以及
传播器-估计器(320)，其被配置成基于GNSS数据来传播和更新来自导航
误差模型(200)的多个误差状态(210)；以及
残差评估器(145)，其被配置成输入由传播器-估计器(320)生成的测量误
差残留值，其中当测量误差残留值超过预定统计阈值时，残差评估器(145)输
出警报信号。
2.权利要求1所述的错误检测系统(100)，进一步包括：
第二传感器监视器(115，125，135)，其耦合到飞行器姿态测量系统的第二惯
性测量单元(110，120，130)，所述第二传感器监视器(115，125，135)包括：
用于第二惯性测量单元(110，120，130)的第二导航误差模型(200)，该导
航误差模型(200)被配置成模拟多个误差状态(210)，其至少包括根据由第二
惯...

【专利技术属性】
技术研发人员：M·A·布伦纳，M·A·阿尔布雷奇特，J·R·莫里森，
申请(专利权)人：霍尼韦尔国际公司，
类型：发明
国别省市：美国;US