具有增强的完整性的惯性参考单元和系统和相关联的完整性校验方法
阅读说明：本技术 具有增强的完整性的惯性参考单元和系统和相关联的完整性校验方法 (Inertial reference unit and system with enhanced integrity and associated integrity verification method ) 是由 J·科坦蒂克 D·布阿尔 N·韦尔西尔 于 2020-04-03 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种惯性参考单元(URI),包括：-第一测量通道(V1),其包括：-第一高性能惯性测量单元(UMI1),其包括用于测量比力的第一测量单元和用于测量角速度的第一测量单元,-第一计算单元(CPU1),其能够基于所述第一测量单元的测量值来计算纯惯性数据；-第二测量通道(V2),其包括：-第二惯性测量单元(UMI2),其具有低于第一惯性测量单元(UMI1)的性能,包括用于测量比力的第二测量单元和用于测量角速度的第二测量单元；-第二计算单元(CPU2),其能够基于所述第二测量单元的测量值来计算纯惯性数据；-完整性校验功能(CTR),其能够实现用于基于由第二测量通道(V2)提供的数据来校验第一测量通道(V1)的数据的完整性的方法；-同步单元,其用于同步第一惯性测量单元的测量值和第二惯性测量单元的测量值；第一惯性测量单元和第二惯性测量单元机械地固定地安装在惯性参考单元(URI)中。(The invention relates to an inertial reference Unit (URI) comprising: -a first measurement channel (V1) comprising: -a first high performance inertial measurement unit (UMI1) comprising a first measurement unit for measuring specific forces and a first measurement unit for measuring angular velocities, -a first calculation unit (CPU1) capable of calculating pure inertial data based on measurements of the first measurement unit; -a second measurement channel (V2) comprising: -a second inertial measurement unit (UMI2) having lower performance than the first inertial measurement unit (UMI1), comprising a second measurement unit for measuring specific forces and a second measurement unit for measuring angular velocities; -a second calculation unit (CPU2) capable of calculating pure inertial data based on the measurement values of the second measurement unit; -an integrity checking function (CTR) capable of implementing a method for checking the integrity of data of the first measurement channel (V1) based on data provided by the second measurement channel (V2); -a synchronization unit for synchronizing the measurement values of the first and second inertial measurement units; the first inertial measurement unit and the second inertial measurement unit are mechanically fixedly mounted in an inertial reference Unit (URI).)
技术领域
本发明涉及辅助驾驶和/或导航具有电飞行控件的飞机的领域，更具体地，涉及民用航空的领域。
更具体地，本发明涉及为具有电飞行控件的飞机供应惯性参考单元和惯性参考系统，并且涉及校验所述单元和所述系统的完整性。
背景技术
要驾驶和/或导航飞机，必须了解飞机的某些飞行参数。飞机的飞行参数尤其包括与地面相关的参数(或惯性参考)，并且还可以包括与空气相关的参数(或空气参考)。
与地面相关的飞行参数可以包括高度、姿态(侧倾(roll)、俯仰(pitch)、航向(heading))、加速度、速度(特别是角速度)等。
用于确定与地面相关的飞行参数的确定单元包括惯性单元，该惯性单元也表示为“惯性参考系统”或简称为“惯性系统”。惯性参考系统可以以首字母缩略词形式表示为“IRS”。IRS包括一个或多个惯性参考单元，每个单元以首字母缩略词形式表示为“IRU”或“URI”。IRU包括惯性测量单元(以首字母缩略词形式表示为“IMU”或“UMI”)以及相关联的计算机，并且有时还包括显示器。IMU包括惯性传感器，该惯性传感器典型地是陀螺测试仪和加速度计。
与空气相关的飞行参数可以包括空气速度、马赫数(Mach number)、垂直速度、静压、总压、空气温度等。
用于确定与空气相关的飞行参数的确定单元包括风力气压传感器以及相关联的计算机，组装件形成空气数据单元或“ADU”。
也可以确定与空气相关的飞行参数的惯性单元称为“ADIRS”，ADIRS是“Air DataInertial Reference System(空气数据惯性参考系统)”的首字母缩略词。对应的惯性参考单元表示为“ADIRU”，ADIRU是“Air Data Inertial Reference Unit(空气数据惯性参考单元)”的首字母缩略词。
确定出的飞行参数被发送到飞机上的用户设备。用户设备例如是用于控制引擎或尾翼的控制单元，和/或用于例如在飞机的驾驶舱中显示飞行参数的显示系统。
出于飞机的操作安全性的原因，建议由至少一个主要惯性参考单元(贯穿本说明书可以表示为“主要单元”)和至少一个备用惯性参考单元(其也可以表示为“辅助惯性参考单元”或简称为“辅助单元”)两者来确定和显示飞行参数。辅助单元可以为主要单元提供冗余，并且特别是在主要单元发生故障的情况下使用。为了增强飞机的操作安全性，主要单元和辅助单元优选地不相同。术语“不相同”表示执行相同功能但不同(例如，不同的设计、不同的硬件等)的单元。
备用惯性参考单元通常具有低于主要单元的性能等级。
惯性参考单元的性能等级(或性能水平)是根据形成该单元的设备(至少是传感器)的准确度水平来定义的，即，由所述设备实现的测量的准确度水平来定义。
主要惯性参考单元通常由专用外壳组成，其中布置有传感器以及计算机，并且有时还布置有显示屏。这些传感器形成了高性能惯性测量单元(IMU)，该IMU能够计算飞行参数并向飞行员显示飞行参数，并以允许所述飞行员安全地驾驶飞机的方式(在所谓的正常模式下)这样做。
备用惯性参考单元通常是自主电子设备项，其可以使用术语“备用”或“Integrated Electronic Standby Instrument(集成电子备用仪器)”的首字母缩略词“IESI”来表示。这种仪器通常包括专用外壳，其中布置有传感器、计算机，并且有时还布置有显示屏。以与主要单元相同的方式，备用惯性参考单元可以独立于主要单元显示飞行参数和潜在的一些其他数据，但以比主要单元更概括的方式和更低的准确度来递送这些数据。在主要单元发生故障的情况下，飞行员使用备用单元上显示的数据来驾驶飞机。显示通常遵循与主要单元相同的布局。
具有电飞行控件的飞机的航空电子架构通常基于被称为“三工(triplex)”或“四工(quadruplex)”的架构中的一个，或基于这些架构的变型。
图1中示出的三工架构是一种这样的系统：其包括三个主要单元(A)以及一个或两个辅助单元(B或C)，主要单元(A)具有高性能等级并且从硬件和软件的角度来看是相同的，辅助单元(B或C)典型地是AHRU(来自术语“Attitude and Heading Reference Unit(姿态和航向参考单元)”)，其具有低于主要单元的性能等级并且与三个主要单元不相同。
图2中示出的四工架构是一种这样的系统：其基于两个第一主要单元(A1)和两个第二主要单元(A2)，第一主要单元(A1)具有高性能等级，第二主要单元(A2)具有低于两个第一主要单元但足以供应飞行控件的性能等级，或具有等效的性能等级。两个第二主要单元优选地与两个第一主要单元不相同。四工架构可以包括一个或两个辅助单元(B或C)，其典型地是具有低于第一主要单元和第二主要单元的性能等级的AHRUS。
虽然，从完整性和连续性的角度来看，这两种三工和四工架构在其标称配置中提供了实质上相同的特征，即，只要没有设备声明自己有故障，但在飞机在“MMEL”下起飞的情况下(即，检测到一个设备项已经发生故障，然后在飞行过程中出现新的故障并且故障设备的内置测试模块(也称为“BIT”(代表“Built-In Test(内置测试)”))未检测到该故障时)，会出现一些差异。该第二类型的未检测到的故障称为“未检测到的错误数据”，并且可以表示为“UED”。
在三工架构的情况下，由于起飞是在MMEL下进行的，因此现在只有两个主要单元A。如果这两个其余单元A中的一个发生UED故障，则不知道如何辨别这两个单元中的哪个单元发生故障。换言之，不知道如何在两个单元A之间投票。飞行控件放弃正常的驾驶法则，然后切换到直接驾驶法则，即，飞行员必须使用由一个或多个备用单元(B或C)提供并显示在仪表板上的信息以在手动模式下恢复驾驶。另外地，这种架构无法检测三个主要单元的共模故障(或在MMEL下两个主要单元的共模故障)。
在四工架构的情况下，在MMEL下起飞的惩罚性较小，因为仍有三个主要单元能够供应飞行控件(A1和2个A2或1个A2和2个A1)。因此，在故障仅影响三个主要单元中的一个的情况下，可以很容易地检测和排除错误单元，典型地通过姿态一致性校验的方式。另一方面，在发生第二故障的情况下，这会导致与三工架构在MMEL下发生第一故障时相同的问题。
当存在两种不相同的类型的主要单元时，四工架构可以更好地检测主要单元的共模故障。另一方面，在发生共模故障的情况下，无法选择哪个主要单元是可靠的。具体地，如果在第一主要单元A1与第二主要单元A2之间存在不同，则最终会以2对2的投票结束而无法确定哪些单元是可靠的。飞行控件放弃正常的驾驶法则，并且切换到直接驾驶法则，即，飞行员必须使用由一个或多个备用单元(B或C)提供的信息以在手动模式下恢复驾驶。
另外地，如果在第一主要单元A1与第二主要单元A2之间不存在不同，则无法检测共模故障，这对应于三工架构中相同的情况。
因此，三工架构或四工架构提供了正常飞行控制模式所要求的主要惯性信息的有限的可用性。
已经能够提供一些解决方案以便改进飞机驾驶和/或导航辅助系统的可靠性，这些在下面进行描述。
专利US5297052涉及一种惯性参考和大气数据系统，其包括用于在形成系统的一个或多个组件发生故障的情况下防止系统故障的内置冗余。所述系统一方面包括冗余主单元(IRU或ADIRU)，另一方面包括备用单元。该专利中的解决方案涉及通过增加IRU或ADIRU中高性能传感器(典型地是6个加速度计和6个陀螺测试仪以及4个并行操作的处理器电路)的数量来实现主单元中的冗余。处理器电路处理并比较陀螺测试仪和加速度计的输出，并将这些输出发送到3个投票电路。专利US5297052中的解决方案是增加高性能传感器的数量，由此显著增加系统的价格、重量和体积。
专利申请US2010152929描述了一种飞机惯性系统，包括：至少两个惯性参考单元(IRU)，其提供第一惯性信号数据集；以及至少两个姿态航向参考单元(AHRU)，其是较低性能的备用单元，提供第二惯性信号数据集；主要飞行显示器，其接收第一惯性信号数据集和第二惯性信号数据集；以及备用飞行显示器，其接收至少第二惯性信号数据集。在操作期间，来自至少两个AHRU的惯性信号数据中的至少一些与由至少两个IRU提供的惯性信号数据进行比较。当出现单一故障时，主要飞行显示器继续在IRU和AHRU中的至少三个单元上利用操作冗余操作，并且备用飞行显示器使用除了主要飞行显示器之外的单元操作。由于指示AHRU与IRU不相同，但IRU彼此没有什么不同且AHRU彼此没有什么不同，因此尽管存在冗余，但仍存在共模故障的风险。实际上，该系统类似于四工系统，但其中主要单元A2由辅助单元替代。因此，该系统保留了相同的缺点。另外地，专利申请US2010152929主要针对在发生故障的情况下的数据的显示。因此，飞行员转向直接驾驶法则。最后，比较的数据是姿态。但是，由于AHRU提供的姿态可能表现出非常大的误差，因此比较阈值必然很高。
专利申请US20080262729涉及一种用于实现容错航空电子架构的方法，该架构包括三个或四个非容错惯性测量单元(即，高性能惯性测量单元)和备用惯性测量单元，所有这些单元在物理上是分开的，但全部耦合到处理器。每个高性能惯性测量单元包括加速度计和/或陀螺测试仪的三元组，即，三个加速度计和/或三个陀螺测试仪。处理器能够基于在奇偶校验期间基于预期性能计算出的阈值来检测高性能惯性测量单元的第一故障，然后检测第二故障，该处理器能够暂停故障的惯性测量单元的操作，然后使备用惯性测量单元与未发生故障的高性能惯性测量单元一起操作，以继续跟踪飞行器(vehicle)。处理器可以继续使用奇偶校验逻辑来监视系统的功能。奇偶校验方法包括比较来自冗余传感器(在这种情况下是各种高性能惯性测量单元之间的冗余传感器)的测量值，并且将数学公式应用于所述测量值之间的差异(典型地是将差异的平方相加)，然后校验该公式的结果是否遵循典型的噪声概率法则。如果结果不遵循预期的法则，则由此推断出故障或偏差。在该专利申请中，传感器的三元组的数量增加，由此增加系统的价格、重量和体积。另外地，奇偶校验法不是用于在这种架构中比较高性能惯性测量单元和备用惯性测量单元的最高效的方法。最后，计算是在这样的假设下执行的：支撑惯性测量单元的飞行器足够坚固，从而不会导致在惯性测量单元的各种位置处检测到的速度有任何显著差异。因此，这对飞行器施加了约束。如果上述假设不成立，则要求提高奇偶校验错误检测阈值。
专利FR3038048描述了一种用于飞机的惯性测量系统，包括：第一类型的惯性单元，其包括至少三个角度传感器和三个线性传感器，这些传感器在三个单独的敏感轴上对齐；第二类型的惯性单元，其包括至少四个角度传感器和四个线性传感器，这些传感器在四个单独的敏感轴上对齐，该第二单元被配置为能够自主地自监视(特别是在没有第一单元的情况下)；以及连接到这些单元的处理单元。该系统被设计为以常规方式计算来自第一惯性单元的三个角度传感器和三个线性传感器的惯性数据项。另外地，根据第二单元，可以从选自第二类型的惯性单元的传感器中的三个角度传感器和三个线性传感器的四个单独组合获得四个惯性数据项，处理单元被设计为将四个惯性数据项相互比较，以便确定第二类型的惯性单元是否发生故障。在该专利申请中，传感器的数量增加，由此显著地增加了系统的价格、重量和体积。另外地，没有处理处理器故障的方面；换言之，如果存在处理器故障，则没有冗余处理器能够接管。更宽泛地，专利FR3038048中描述的系统没有考虑共模故障等。
本发明的一个目的是提出一种航空电子系统，其用于辅助具有电飞行控件的飞机的驾驶和/或导航，该系统可以改进对所提供的飞行参数的完整性的校验。
更具体地，本发明旨在更准确且更快速地识别主要惯性参考单元的故障和/或其上的漂移。因此，本发明旨在提供一种能够执行自监视的惯性参考单元。
另外地，对于包括多个惯性参考单元的系统，本发明旨在确定一个或多个有缺陷的惯性参考单元(以及相反，确定一个或多个可靠的惯性参考单元)，甚至纠正一个或多个有缺陷的惯性参考单元的故障和/或漂移。特别地，本发明旨在防止电飞行控件切换到直接模式。
本发明的另一个目的是避免惯性参考单元和/或航空电子系统上的共模故障。
对于本发明而言，在不使惯性参考单元复杂化、不使惯性参考单元负担过重和/或不增加惯性参考单元的成本并因此不使航空电子系统复杂化、不使航空电子系统负担过重和/或不增加航空电子系统的成本的情况下实现这些目标将是有利的。
发明内容
本发明的第一主题涉及一种用于提供并监视飞机的飞行参数的惯性参考单元，包括：
-第一测量通道，其包括：
--第一高性能惯性测量单元，其包括用于测量比力的第一测量单元和用于测量角速度的第一测量单元，以及
--第一计算单元，其耦合到第一惯性测量单元并且包括第一惯性处理功能，该第一惯性处理功能能够基于所述第一测量单元的测量值来计算纯惯性数据；
-第二测量通道，其包括：
--第二惯性测量单元，其具有低于第一惯性测量单元的性能，并且包括用于测量比力的第二测量单元和用于测量角速度的第二测量单元，以及
--第二计算单元，其耦合到第二惯性测量单元并且包括第二惯性处理模块，该第二惯性处理模块能够基于所述第二测量单元的测量值来计算纯惯性数据；
-完整性校验功能，其能够实现用于基于由第二测量通道提供的数据来校验第一测量通道的数据的完整性的方法；以及
-同步单元，其用于同步第一惯性测量单元的测量值和第二惯性测量单元的测量值；
第一惯性测量单元和第二惯性测量单元机械地彼此固定地安装在惯性参考单元中。
根据一个有利的实施例，惯性参考单元还包括：供应单元，其用于向完整性校验功能提供垂直信息，并且完整性校验功能能够实现一种方法，该方法用于基于由第二测量通道提供的数据并且基于所述垂直信息来校验第一测量通道的数据的完整性。这使得能够改善完整性校验，特别是检测低振幅陀螺测试仪故障。
根据一个特定的实施例，提供的垂直信息是垂直位置、垂直速度或垂直加速度。
根据一个实施例，第二惯性测量单元具有中等性能或低性能，优选地具有低性能。
根据一个实施例，用于测量比力的第一测量单元和第二测量单元包括加速度计，优选地每个轴一个加速度计。
根据一个实施例，用于测量角速度的第一测量单元和第二测量单元包括陀螺测试仪，优选地每个轴一个陀螺测试仪。
根据一个实施例，第一测量通道包括第一电源单元，并且第二测量通道还包括第二电源单元。
本发明的第二主题涉及用于根据本发明的第一主题来校验惯性参考单元的完整性的方法，并且更具体地，涉及用于校验惯性参考单元的第一测量通道的完整性的方法，所述方法在完整性校验功能中实现以校验所述惯性参考单元的完整性，并且包括以下步骤：
-提供源自第二测量通道的加固的惯性数据项的第一步骤；
-确定在源自第一测量通道的惯性数据项与源自第二测量通道的加固的惯性数据项之间的第一比较值的第二步骤；
-将第一比较值与第一阈值进行比较的第三步骤，大于所述第一阈值的值使得能够检测第一测量通道的完整性的缺乏。
当数据项已经被验证时，特别是当用于递送该数据项的测量单元执行自监视时，和/或当数据项已经被校正时，该数据项被称为“加固的”。
根据一个实施例，该方法还包括：在惯性参考单元的第一测量单元与第二测量单元之间同步测量值的步骤。
根据一个实施例，该方法还包括：在第一惯性测量单元和/或第二惯性测量单元的静态对齐模式下的初步自监视步骤，以便提供源自第二测量通道的加固的惯性数据项。
在静态对齐模式下的自监视是本发明领域的技术人员已知的方法。然而，规定在静态对齐模式下的这种初步自监视步骤在于使用飞机处于静止状态的事实，通过在飞机的这种状态下对传感器增量(加速度计和陀螺测试仪)进行积分，以便从中推断出速度，并且该速度(其应该为零)表示传感器的误差。例如，利用传感器的最大误差限制(先验信息)的知识(典型地通过卡尔曼滤波器)，可以估计速度的最大误差限制并将其与测量出的速度进行比较。如果该测量出的速度超过使用卡尔曼滤波器发现的阈值，则可以从中推断出惯性单元的漂移。
根据一个实施例，第一步骤包括：校正源自第二测量通道的惯性数据项以便获得加固的惯性数据项的步骤。
根据一个特定的实施例，校正步骤是使用源自第一测量通道的惯性数据项来执行的，例如，该校正步骤通过将第一滤波器应用于在源自第二测量通道的惯性数据项与源自第一测量通道的惯性数据项之间的差异来执行，所述校正步骤相对于第二步骤在时间上有偏移。校正源自第二测量通道的惯性数据项的这样的步骤优选地在第二确定步骤之前执行。
根据一个特定的实施例，校正步骤包括：从源自第二测量通道的惯性数据项中去除偏差的步骤，所述偏差在给定的偏差时间内是恒定的，第二步骤是在所述偏差时间内执行的。
根据一个特定的实施例，第一比较值通过将第二滤波器应用于在源自第二测量通道的经校正的惯性数据项与源自第一测量通道的惯性数据项之间的差异来获得，滤波器的时段小于偏差时间；并且第三步骤在于将第二滤波器的结果与第一阈值进行比较。
根据一个实施例，所比较的惯性数据项是姿态、角速度、比力和/或加速度数据。
根据一个实施例，该方法还包括：
-确定在以下两者之间的第二比较值的第四步骤：基于源自第一测量通道的惯性数据计算出的垂直加速度与被提供给完整性校验功能的垂直信息，该垂直信息例如是测量出的垂直位置或测量出的垂直速度，所述垂直信息被预先转换为垂直加速度或测量出的垂直加速度；以及
-将第二比较值与第二阈值进行比较的第五步骤，大于所述第二阈值的值使得能够检测完整性的缺乏。
根据一个特定的实施例，第二比较值通过将第三滤波器应用于在计算出的垂直加速度与从垂直信息得出的垂直加速度之间的差异来获得；并且第五比较步骤在于将第三滤波器的结果与第二阈值进行比较。
本发明的第三主题是一种用于辅助飞机的驾驶和/或导航的航空电子系统，包括：根据本发明的第一主题的至少两个惯性参考单元和至少一个比较计算机，该比较计算机能够比较由第一惯性参考单元递送的惯性数据项和由第二惯性参考单元递送的惯性数据项。
根据一个实施例，该系统包括：根据本发明的第一主题的三个惯性参考单元。
根据另一实施例，该系统包括：根据本发明第一主题的两个惯性参考单元和两个其他惯性参考单元。
根据一个实施例，该系统还包括：用于测量垂直信息的测量单元，例如，气压高度计、无线电高度计、垂直加速度计、垂直速度探测器。
本发明的第四主题是一种用于校验航空电子系统的完整性的方法，并且更具体地，是一种用于校验惯性参考单元的完整性的方法，所述方法包括：
-将由第一惯性参考单元递送的惯性数据项与由第二惯性参考单元递送的惯性数据项进行比较的第一步骤，以便确定惯性参考单元的故障；并且，如果第一步骤不能辨别故障的惯性参考单元，则进行以下操作：
-针对根据本发明的第一主题的至少一个惯性参考单元实现根据本发明的第二主题的完整性校验方法的第二步骤。
数据项被定义为在时间t递送的参数的值。因此，纯惯性数据项是在时间t递送的以下参数中的一个的值：姿态(航向、侧倾、俯仰)、角速度、比力、加速度、速度、位置等。当将两个数据项相互比较时，本领域技术人员将理解，这涉及比较相同参数的两个数据项或比较两个参数的两个数据项，这两个参数中的至少一个适合与另一个进行比较。
根据本发明，如果惯性测量单元能够提供误差小于或等于0.2°的姿态，则该惯性测量单元具有高性能；如果惯性测量单元能够提供误差大于0.2°且小于1°的姿态，则该惯性测量单元具有中等性能，并且如果惯性测量单元提供姿态误差大于或等于1°(例如，在2°至5°之间)的姿态，则该惯性测量单元具有低性能。高性能惯性参考单元能够自主地找到其航向。
本发明的原理是，在相同的惯性参考单元内，性能低于高性能的主要惯性测量单元的辅助惯性测量单元能够监视主要惯性测量单元，该辅助惯性测量单元可能另外地使用在惯性测量单元外部测量出的垂直信息。惯性参考单元包括适用于执行该监视的校验功能。因此，惯性参考单元能够执行自监视。
与其中惯性系统包括能够相互监视的(高性能)主要惯性参考单元和(中等性能或低性能)辅助惯性参考单元的解决方案不同，本发明可以提供一种能够执行自监视的高性能惯性参考单元，该高性能惯性参考单元具有减小的体积、重量和成本的优点。
本发明在于，在相同的惯性参考单元中将高性能传感器与低性能(因此不那么昂贵且不那么重)传感器组合，或者甚至在于使用飞机中可用的其他传感器和/或数据，并且校验功能在于对由传感器递送的数据和/或可用于监视主要惯性测量单元的数据进行适当的处理。
校验功能可以被参数化，使得保证可以在姿态达到操作员要求的最大限制(典型地为几度)之前检测和识别故障和/或漂移。
根据本发明的惯性参考单元的另一优点是其能够提供通常由IESI(IntegratedElectronic Standby Instrument(集成电子备用仪器))备用惯性参考单元提供的惯性数据。因此，这可以消除IESI的惯性部分。
附图说明
本发明的其他特征和优点将通过参考附图提供的以非限制性说明的方式给出的以下描述而变得显而易见，在附图中：
[图1]示出了已知的“三工”航空电子架构；
[图2]示出了已知的“四工”航空电子架构；
[图3]示出了根据本发明的惯性参考单元的一个示例；
[图4]示出了根据本发明的用于校验惯性参考单元的算法；
[图5A]和[图5B]示出了在图4的校验算法中定义的时间参数的两个示例；
[图6]是描绘作为时间的函数的垂直偏差的曲线；
[图7]是描绘在检测角速度漂移时的姿态误差的曲线；
[图8]示出了根据本发明的包括三个惯性参考单元的航空电子系统的第一示例；
[图9]示出了包括根据本发明的两个惯性参考单元和两个其他惯性参考单元的航空电子系统的第二示例。
具体实施方式
图1和图2已经在上文进一步描述，并且将不在这里重复。
本发明涉及一种用于提供并监视飞机的飞行参数的惯性参考单元。
图3示出了根据本发明的惯性参考单元的一个示例。
所示的惯性参考单元表示为URI，其由以下各项构成：
-第一测量通道V1，其包括：
--第一高性能惯性测量单元UMI1，其包括用于测量比力的第一测量单元和用于测量角速度的第一测量单元；
--第一计算单元CPU1，其耦合到第一惯性测量单元并且包括第一惯性处理功能IP1，该第一惯性处理功能IP1能够基于第一测量单元的信息来计算纯惯性数据，以及
--第一电源单元PSU1，其能够接收至少两个电源输入，例如，两个28V输入(主电源和备用或“备份”电源)；
-第二测量通道V2，其包括：
--第二惯性测量单元UMI2，其具有低于第一惯性测量单元的性能(例如，具有中等性能或低性能)，并且该第二惯性测量单元UMI2包括用于测量比力的第二测量单元和用于测量角速度的第二测量单元；
--第二计算单元CPU2，其耦合到第二惯性测量单元并且包括第二惯性处理功能IP2，该第二惯性处理功能IP2能够基于第二测量单元的信息来计算纯惯性数据，以及
--第二电源单元PSU2，其能够接收至少两个电源输入，例如，两个28V输入(主电源和备用或“备份”电源)；
-完整性校验功能CTR，其能够实现用于基于由第二测量通道V2提供的惯性数据以及可能的垂直信息来校验第一惯性测量通道V1的完整性的方法；以及
-供应单元，其用于向完整性校验功能CTR提供垂直信息；
-第一惯性测量单元和第二惯性测量单元机械地彼此固定地安装在惯性参考单元中，以便测量相同的移动。
惯性参考单元还包括用于：同步单元，其用于同步第一惯性测量单元的测量值和第二惯性测量单元的测量值，其可以是安装在第一计算单元或第二计算单元中的计算块，或者在校验功能中实现。
特别地，完整性校验功能CTR能够实现用于校验第一惯性测量单元UMI1的完整性的方法。
在所示示例中，惯性参考单元包括外壳，并且第一惯性测量单元和第二惯性测量单元机械地固定地安装在所述外壳中。
第一惯性处理功能IP1(分别为第二惯性处理功能IP2)被安装在第一计算单元CPU1(分别为第二计算单元CPU2)中。
在所示示例中，完整性校验功能CTR被安装在惯性参考单元URI的外壳中，并且更具体地，完整性校验功能CTR被安装在第二计算单元CPU2中。具体地，考虑到完整性校验功能必须提供第一测量通道V1的完整性信息，期望该完整性校验功能CTR不被安装在要被校验的所述测量通道中。
作为替代方案，第一完整性校验功能可以被安装在第一计算单元CPU1中，并且第二校验功能可以被安装在第二计算单元CPU2中。第一完整性校验功能和第二完整性校验功能能够相互通信。这也使得可以当在第一惯性测量通道上已经检测到故障时校验计算机CPU2的潜在故障。
更一般地，惯性参考单元URI可以包括能够相互通信的多个完整性校验功能。
第一计算单元和第二计算单元可以是包括微处理器的嵌入式卡。特别地，对第一计算单元的选择(鲁棒性、完整性、分辨率等)优选地基于第一测量单元的性能。
第一计算单元和第二计算单元，并且特别是第一惯性处理功能和第二惯性处理功能，优选地不相同。
垂直信息可以是垂直位置、垂直速度或垂直加速度。在能够测量这种信息的传感器中，可以提及气压高度计、无线电高度计、垂直准确的加速度计和垂直速度探测器。这种传感器通常不布置在惯性参考单元中，而是定位在飞机上的合适位置。如果惯性参考单元是ADIRU(即，具有空气动力学数据)，则这种传感器耦合到惯性参考单元。
用于提供垂直信息的供应单元例如是Arinc429或Arinc664链路或特定总线。指定用于提供垂直信息的所述供应单元是用于将所述信息发送到完整性校验功能CTR的传输单元，并且因此形成惯性参考单元URI的一部分。供应单元应该区别于用于测量该信息的测量单元(例如，上面描述的传感器)，测量单元通常不会集成到URI中。
优选地，垂直信息被认为是在上游被加固的，即，可以在不需要校验的情况下使用垂直信息。
在使用所提供的数据之前，第二惯性测量单元优选地已经执行自监视，特别是在对齐模式下。当飞机静止时，典型地在地面上静止时，有利地执行自监视。
同样地，第一惯性测量单元已经优选地预先执行了自监视。尤其可以向第二惯性测量单元发送飞机静止的信息，从而允许所述第二惯性测量单元启动其自监视。
此外，由于供应单元能够提供垂直信息，第一测量单元和第二测量单元通常不相同，因此避免了共模故障。而且，另外地，在垂直信息、第一惯性测量单元和第二惯性测量单元中同时具有至少两个故障的设备项的概率非常低并且小于期望的未检测到的故障的概率。
在所示示例中，每个惯性测量单元包括提供比力的三个加速度计传感器和提供角速度的三个陀螺测试仪传感器。作为替代方案，传感器可以是陀螺仪而不是陀螺测试仪。
根据所示示例，在单元和/或功能之间流动的流如下：
-流1(在UMI1与IP1之间)：UMI1的时钟、UMI1陀螺测试仪增量、UMI1加速度计增量、陀螺测试仪的状态信息和UMI1的加速度计增量；
-流2(在UMI2与IP2之间)：UMI2的时钟、UMI2陀螺测试仪增量、UMI2加速度计增量、陀螺测试仪的状态信息和UMI2的加速度计增量；
-流3(在IP1与CTR之间)：第一测量通道的纯惯性数据，特别是基于流1中发送的数据在IP1中计算出的姿态(侧倾R1、俯仰T1、航向C1)、比力、角速度、估计出的重力、科里奥利力；
-流4(在IP1到飞机的用户设备的输出端处)：第一测量通道的纯惯性数据，特别是基于流1中发送的数据在IP1中计算出的姿态(侧倾R1、俯仰T1、航向C1)，并且该姿态必须与流3中发送的姿态C1、R1、T1相同；
-流5(在IP2到CTR的输出端处)：第二测量通道的纯惯性数据，特别是基于流2中发送的数据在IP2中计算出的姿态(侧倾R2、俯仰T2、可能的航向C2)、比力、角速度；
-流6(到CTR)：垂直信息的传输；
-流7(在CTR的输出端处)：第一测量通道V1的纯惯性数据以及由校验功能CTR发送的加固状态、第二测量通道V2的纯惯性数据。
流在单元和/或功能(例如，Arinc429或Arinc664链路或特定总线)之间流动。
用户设备例如是用于控制引擎或尾翼的控制单元、用于例如在飞机的驾驶舱中显示飞行参数的显示系统或其他惯性参考单元。
与流相关联的数据优选地包含数字数据校验机制，例如，CRC(代表“CyclicRedundancy Code(循环冗余码)”)。尽管存在除了CRC之外的用于对数据进行数字校验的单元(例如，校验和)，但将使用缩写的术语CRC来表示这种校验。可以针对一组数据或单独获取的每个数据项执行CRC。如果CRC与数据不匹配，则用户将使数据无效。这使得能够校验链路上的数据项是否损坏。
也可以在功能上使数据无效。例如，如果计算出的比力超出了合理的阈值，则可以使该比力无效。每个数据项都具有有效性，并且尤其可以通过CRC校验使该数据项无效，也可以通过其他校验使该数据项无效。
本发明还涉及一种用于校验惯性参考单元的第一测量通道的完整性的方法，下面给出其两个示例。完整性校验方法可以以算法的形式。出于这个原因，图4中示出的所述方法在下文中可以被称为“校验算法”。
完整性校验功能CTR能够实现根据本发明的用于校验惯性参考单元的第一测量通道的完整性，尤其是校验第一惯性测量单元的完整性的方法。
更具体地，完整性校验功能能够实现完整性校验方法，该方法包括以下步骤：
-提供源自第二测量通道的加固的惯性数据项的第一步骤；
-确定在源自第一测量通道的惯性数据项与源自第二测量通道的加固的惯性数据项之间的第一比较值的第二步骤；
-将第一比较值与第一阈值进行比较的第三步骤，大于所述第一阈值的值使得能够检测第一测量通道的完整性的缺乏。
校验算法(M2)的第一示例的描述。
所描述的校验算法的输入如下：
-由IP1计算出并出现在流3中的姿态(航向C1、侧倾R1、俯仰T1)；
-由UMI1测量出的比力，表示为Fa1、Fb1、Fc1(沿UMI1的三个轴)，并出现在流3中；
-估计出的重力GRAV：这可以与由IP1估计出的位置相关联，并出现在流3中；
-可能的科里奥利力FCoriolis；
-垂直信息，例如，高度或垂直位置，表示为Zb，在流6中提供；
-由UMI1测量出的角速度，表示为Va1、Vb1、Vc1(沿UMI1的三个轴)，并在流3中由IP1提供；
-由UMI2测量出并在流5中由IP2提供的比力(它们在UMI1的参考系中的投影表示为Fa2、Fb2、Fc2)；
-由UMI2测量出并在流5中由IP2提供的角速度(它们在UMI1的参考系中的投影表示为Va2、Vb2、Vc2)。
在UMI1的几何参考系中，由UMI2测量出的角速度和比力的投影可以在第二计算单元CPU2或校验函数CTR中执行(在这种情况下，它们不是输入数据)，或在另一合适的函数中执行。由于两个测量单元UMI1和UMI2机械地固定地安装在URI中，并且因此在所述测量单元之间不存在变形(deformation)，因此这些投影是可能且可靠的。
可以基于由IP1使用已知且公开的模型(Somigliana、Cassinis、Jeffreys、Welmec等模型)提供的位置来对重力GRAV进行估计。优选地在IP1中计算该重力GRAV。作为替代方案，可以在校验函数CTR中计算重力GRAV(在这种情况下，重力GRAV不是输入数据项)，这要求向校验函数提供由第一计算单元提供的位置，或者在另一合适的函数中计算重力GRAV。
每个数据项优选地与有效性索引一起提供，例如“YES”(有效)、“NO”(无效)或“WITHOUT”(未提供索引)。
校验算法(流7)的输出如下：
-第一测量通道的纯惯性数据，包括至少与其有效性索引一起提供的姿态(航向C1、侧倾R1、俯仰T1)(与流4中出现的数据相同)；
-第一测量通道的纯惯性数据的校验状态，例如：“OK”、“KO”或“未完成”；
-第二测量通道的纯惯性数据，包括至少与其有效性索引一起提供的姿态(侧倾R2、俯仰T2、可能的航向C2)(与流5中出现的数据相同的数据)。
如果数据项与无效性索引一起提供，则加固状态优选地被识别为“未完成”。
所提出的校验算法(表示为M2)由两个独立的块M21和M22形成，这两个块在计算输入数据的每个周期中执行。周期Tcycle的时段可以是几毫秒的量级，例如，10ms。
第一块M21检测UMI上的高振幅陀螺测试仪故障。第二块M22检测UMI1上的低振幅陀螺测试仪故障。
第一块M21的描述：
第一块具有第一测量通道和第二测量通道的角速度(即，Val、Vb1、Vc1和Va2、Vb2、Vc2)作为输入数据。
第一块M21的计算原理针对沿轴a给出的两个测量通道的角速度(Va1和Va2)进行了描述，因为知道要针对沿轴b的角速度(Vb1、Vb2)和沿轴c的角速度(Vc1、Vc2)相同地再现计算。
还例如使用如下面所描述的相同的计算对加速度计执行测试。然而，应该注意的是，陀螺测试仪会迅速导致姿态误差。对于加速度计，几毫克(mg)量级(例如，10mg)的(阈值)监视是足够的。
由于Va2是由中等性能或低性能传感器提供的角速度，因此Va2具有偏差。在所描述的示例中，采用低性能传感器(陀螺测试仪)的情况，其估计出的偏差为100°/h的量级，以300s的量级的时间常数演变。
第一块包括去除偏差的第一步骤。
Va2的偏差(表示为BVa2)是通过对在Va2与Va1之间的差异实现第一滤波器FT1来计算的，即：
[数学公式1]
BVa2＝FT1(Va2-Va1)
第一滤波器是低通滤波器，例如，具有确保100s的量级的收敛的截止频率的低通滤波器。
然后，第一块包括将第二滤波器应用于对应于以下差异的信号Zc(t)的第二步骤：
[数学公式2]
Zc(t)＝Va2(t)-Va1(t)-BVa2(t-Tb)
其中Tb是偏差时间。
第二滤波器FT2如下，在时段τ内实现：
[数学公式3]
它提供了Zc(t)的经滤波的值，即，Zcf(t)。
偏差时间Tb是这样的时间间隔：在该时间间隔期间，低性能传感器的偏差是恒定的。偏差时间Tb必须大于滤波时段τ。具体地，由于在该时段τ内实现滤波器，因此要求至少该滤波时段τ来检测角速度Va1的误差，并且在该滤波时段期间偏差BVa2的测量值必须是恒定的。
在滤波之后检测到的Val(t)上的漂移表示等于所述漂移乘以滤波时段的姿态误差。对于200°/h的漂移和50s的滤波时段τ，检测到的误差为2.7°。
如果参考图5A，则在每个计算周期t中计算偏差BVa2(t)。信号Zc(t)也是基于Va1(t)、Va2(t)并且基于在时间t-Tb处的偏差的存储值(即，BVa2(t-Tb))计算出的。如果在时间t处发生可检测的故障，则将在时间t+τ处检测到该故障。因此，基于角速度Va1(t-Tb)计算出的偏差BVa2(t-Tb)必须从t到t+τ是有效的(即，基于尚未出现错误的测量值进行估计)。因此，Va1必须在t-Tb到t-Tb+τ之间是有效的。因此，有必要将t-Tb+τ定位在t(发生故障时)之前，使得：
[数学公式4]
t-Tb+τ＜t
因此，上面描述的计算在以下情况下有效：
[数学公式5]
Tb＞τ
另一方面，如果偏差时间小于滤波时段，这将导致图5B中的情况，其中上面描述的计算不再有效。
另外地，如果在图5A的情况下，相对于偏差的有效变化，偏差时间Tb被选择得太高，则上面描述的计算可能不再有效。
滤波时段τ为几十秒的量级以便滤除噪声。滤波时段τ必须小于偏差时间。Tb越大，越有可能增大滤波值τ，因此具有准确的检测阈值。然而，Tb的值与第二惯性测量单元的传感器的不稳定性有关，该不稳定性通常与温度变化有关。因此，热惯性越大，Tb的值可以增加得越多。
优选地，可以添加用于增加第二惯性测量单元的热惯性的单元。例如，可以向第二测量单元添加惯性质量或使其热稳定。
只有当两个测量单元机械地彼此固定以便测量相同的移动和相同的变形时，才能够实现这种校验算法。
此外，数据尽可能同步是必要的，以便能够高效地相互比较(理想情况下，测量应同时执行，这很难实现)。为了使数据尽可能同步，第一测量单元和第二测量单元在相同外壳中是有利的。
优选地，添加了在第一测量单元与第二测量单元之间同步测量值的步骤。例如，可以同步第一测量单元和第二测量单元的时钟。
第一块包括将Zcf(t)与第一阈值S1进行比较的第三步骤，以便校验该值是小于阈值(在这种情况下，下面进一步描述的第二块M22校验有效性)还是大于所述阈值(因此无效)：
[数学公式6]
其中，S1是以°/h表示的第一阈值。
S1例如等于200°/h或等于接近200°/h的值。
第一阈值也对应于第一块M21的使用限制。在该阈值以下，第二块M22允许校验。
第二块M22的描述：
第二块具有Fa1、Fb1、Fc1、C1、R1、T1、Grav、Zb和可能的FCoriolis作为输入数据。在考虑的示例中，垂直信息Zb是垂直位置。
第二块包括基于第一测量通道的惯性数据(至少是比力和姿态)、基于在位置处确定出的重力、或者甚至基于科里奥利力来确定垂直加速度的第一步骤，该垂直加速度是在陆地地理参考系中计算出的。计算出的垂直加速度(表示为AccZb)例如使用以下公式确定：
[数学公式7]
其中，Tgb(C1,R1,T1)是用于使用源自所述第一测量通道的三个姿态C1、R1、T1从第一测量单元IMU1的参考系移动到陆地地理参考系的旋转矩阵。
旋转矩阵Tgb(C1，R1，T1)可以在第二块M22中确定，因此在校验函数CTR中确定。作为替代方案，假设流3的分布被相应地适配，可以在校验功能外部的第二计算单元CPU2中确定旋转矩阵Tgb(C1，R1，T1)。
第二块包括在计算出的垂直加速度AccZb与垂直信息Zb之间进行比较的第二步骤。
为此，计算出的垂直加速度AccZb和两次求导的垂直位置Zb由第三低通滤波器FT3(例如，三阶低通滤波器)滤波，并进行比较以从中推断出垂直偏差BZb。
拉普拉斯变换可以用于表示滤波。然后使用以下公式来确定垂直偏差BZb：
[数学公式8]
BZb＝FT3(acczb-p2.Zb)
其中，p2.Zb表示基于垂直信息Zb的加速度的计算。
在所考虑的示例中，Zb是位置，因此被求导两次(p2)。
作为替代方案，Zb可以是垂直速度并被求导一次：在这种情况下，考虑p.Zr而不是p2.Zr
作为替代方案，Zb可以是加速度，并且在这种情况下，不对它进行求导，并且考虑Zr而不是p2.Zr。
第三滤波器FT3可以如下表示：
[数学公式9]
第三滤波器的系数G1、G2和G3使得可以调整所述第三滤波器的通带。
第二块包括将垂直偏差BZb与第二阈值S2进行比较的第三步骤。
第二阈值S2优选地考虑以下各项：
-UMI1的缩放因子和偏差，其总和可以减少到350μg；和/或
-重力异常，其总和可以被设置为500μg；和/或
-与减少到μg的Zb测量值相关的误差(通过高度和重力变化之间的相关性)，其总和可以被设置为600μg。
因此，第二阈值S2可以被设置为1.5mg。第二阈值S2可以围绕该值被设置为更低或更高。第二阈值S2既不能太低以避免误报，也不能太高以避免太晚检测到故障或漂移。
通过示例的方式，如果在传感器上角速度漂移d等于200°/h，从而导致侧倾误差R1，并且如果假设航向C1和俯仰T1为零，则侧倾误差等于：[数学公式10]
R1＝d×t
其中，t是检测误差所要求的时间。
还假设平面实际上是水平的，因此比力F1(Fa1，Fb1，Fc1)等于：[数学公式11]
计算出的垂直加速度由以下公式给出：
[数学公式12]
并且旋转矩阵由以下公式给出：
[数学公式13]
最后，假设垂直位置Zb是固定的，因此给出：
[数学公式14]
p2.Zb＝0
并且速度为零，因此科里奥利力为零。因此计算出的垂直加速度由以下公式给出：
[数学公式15]
AccZb＝-cos(R1)gray+grav
并且垂直偏差由以下公式给出：
[数学公式16]
BZb＝F(-cos(R1)grav+grav)
如果将垂直偏差BZb(以mg为单位)绘制为时间的函数，则得出图6中的曲线。例如，可以看出BZb超过1.5mg花费了大约95秒。在95秒之后，侧倾误差将等于：
[数学公式17]
如果现在，在第二阈值S2等于1.5mg的情况下，角速度的漂移d发生变化，则可以在检测到以每小时度数表示的漂移d(“漂移误差”)时确定以度为单位的姿态误差(“角误差”)，如图7中的曲线所示。
因此可以看出，在阈值为1.5mg的情况下，可以检测到200°/h的角速度误差，从而导致最多5.3°的姿态误差。
算法的第一块M2和第二块M22是并行实现的，因此这两个块可以检测整个角速度误差范围，这取决于它是小于第一阈值还是大于或等于所述第一阈值。
此外，还可以设置算法的某些参数，例如，第一阈值S1、第二阈值S2和滤波周期τ，以便检测时的姿态误差不超过某个姿态误差限制，如上面已经示出的(第一块为2.7°，并且第二块为5.3°)。
校验算法M2输出完整性、非完整性或未完成校验的状态，其例如可以是：
-如果超过M21或M22的阈值中的一个，则为不完整或“KO”；
-如果没有超过M21和M22的阈值中的任一个，则为完整或“OK”；
-如果无法执行校验(例如，如果数据项无效)，则为未完成。
校验算法具有实现简单、速度快的优点。校验算法使用通常已经存在于飞机中的信息和数据，同时不实现任何复杂的计算。如上面所指示的，校验算法还可以通过巧妙地设置算法的某些参数而不超过限制姿态误差。这使得可以向操作者保证在姿态误差达到强加的限制之前可以识别是否存在故障。
最后，为了校验由第一计算单元执行的计算，第二计算单元将使用来自先前计算周期的姿态和当前计算周期中的角速度(全部经由流3提供)来再现在第一测量通道的当前周期中的姿态计算。然后将在第一测量通道的当前周期中的姿态与由第二计算通道再现的姿态进行比较。比较阈值等于两个通道的计算单元的准确度。
校验算法的第二示例的描述
上面提出的双块算法的第一示例的替代方案是一种这样的算法：其基于由第一测量单元UMI1和第二测量单元UMI2提供的数据，在第一计算单元IP1和第二计算单元IP2中以相同的方式计算平面的姿态。然后，将姿态与阈值进行比较，特别考虑到姿态计算之间的异步性。计算出的姿态的差异仅是由于传感器缺陷引起的，因此可以识别该缺陷。
这种算法不要求任何垂直信息。
这种算法可能会受到第二测量单元的偏差的影响，可以使用与上面提出的从第一块去除偏差的步骤类似的方法在算法的上游去除偏差。
然而，这种算法的缺点是必须开发用于在两个计算单元中计算姿态的应用，因为通常针对高性能惯性测量单元执行的姿态计算以及针对中等性能和低性能惯性测量单元执行的那些姿态计算不一样。
在两个示例性算法中，更一般地，与三个陀螺测试仪和三个加速度计相反，可以通过将陀螺测试仪放置在第一测量单元UMI1的陀螺测试仪的三等分线上，并且将加速度计放置在第一测量单元UMI1的加速度计的三等分线上，而在第二测量单元UMI2中使用单个陀螺测试仪和单个加速度计。这使得可以节省传感器并允许第二测量单元的更轻的重量和体积。一个缺点是UMI1上的两个陀螺测试仪或两个加速度计的故障可能不会被UMI2的陀螺测试仪或加速度计看到。此外，由于只能看到故障的投影，因此这通常要求提高阈值，从而导致稍后检测到故障，因此这使得校验功能不那么敏感。此外，在这种情况下，第二测量单元不再能够提供惯性信息作为用于专用备用设备(IESI或备用设备)的替代。
本发明还涉及一种用于辅助飞机的驾驶和/或导航的航空电子系统，其包括根据本发明的多个惯性参考单元。
图8和图9示出了包括根据本发明的多个惯性参考单元的航空电子系统的两个示例。另外地，在系统的惯性参考单元之间执行比较计算。
在两个示例性航空电子系统中，通常，惯性参考单元之间的比较计算可以在一个或多个计算机中执行或由计算机内的一个或多个功能来执行。另外地，比较计算可以在惯性参考单元内实现或在惯性参考单元外部的系统中实现。在惯性参考单元内执行比较计算的优点是允许在源处进行加固。在外部执行比较计算的优点是避免了惯性参考单元之间的链接，也促进了避免彼此相同的惯性参考单元之间的共模故障。在说明书的其余部分(对应于图8和图9)中，考虑了每个系统的单个比较计算机(表示为CC)，其布置在惯性参考单元外部。
图8示出了包括根据本发明的三个惯性参考单元(表示为URI1、URI2、URI3)和至少一个比较计算机CC的航空电子系统的第一示例。
每个惯性参考单元URI1、URI2、URI3包括第一测量通道V1-1、V1-2、V1-3，该第一测量通道V1-1、V1-2、V1-3包括：
-第一高性能测量单元UMI1-1、UMI1-2、UMI1-3，
-第一计算单元CPU1-1、CPU1-2、CPU1-3，其包括第一惯性处理功能IP1-1、IP1-2、IP1-3；
-第一电源单元PSU1-1、PSU1-2、PSU1-3。
每个参考单元URI1、URI2、URI3还包括第二测量通道V2-1、V2-2、V2-3，该第二测量通道V2-1、V2-2、V2-3包括：
-第二中等性能或低性能测量单元UMI2-1、UMI2-2、UMI2-3；
-第二计算单元CPU2-1、CPU2-2、CPU2-3，其包括第二惯性处理功能IP2-1、IP2-2、IP2-3；
-完整性校验功能CTR1、CTR2、CTR3；
-第二电源单元PSU2-1、PSU2-2、PSU2-3。
每个参考单元还包括用于向完整性校验功能提供垂直信息的供应单元。
对于URI1，由第一计算单元(在流4中)提供的姿态表示为C11、R11和T11；对于URI2，这些姿态表示为C12、R12和T12；并且对于URI3，这些姿态表示为C13、R13和T13。所有数据与其有效性和CRC一起提供。
对于URI1，由第二计算单元(在流5中)提供的姿态表示为C21、R21和T21；对于URI2，这些姿态表示为C22、R22和T22；并且对于URI3，这些姿态表示为C23、R23和T23。所有数据与其有效性和CRC一起提供。
流7包含来自流4和流5的数据以及校验功能的状态(加固状态)。流4和流7针对飞机的用户设备。
用户设备项可以是电飞行控件、自动驾驶仪、飞行管理系统、驾驶舱显示器或其他惯性参考单元等。
当三个惯性参考单元可用时，比较计算机CC执行在姿态数据(特别是航向数据C11、C12和C13，侧倾数据R11、R12和R13，以及俯仰数据T11、T12和T13)之间的相互比较(“交叉校验”)。这足以确定惯性参考单元是否已经故障(假设单个故障)。
优选地使用多个比较计算机来执行交叉校验，以便确保冗余。
下面描述了交叉校验的一个示例，其考虑到航向，因为知道该示例也用于侧倾和俯仰(定义的阈值将不一定相同)。由三个惯性参考单元URI1、URI2、URI3提供的航向数据(经由第一测量通道(即，高性能测量通道)的数据)因此相互比较，并且校验一系列以下不等式中的一个是否存在。
[数学公式.18]
|C1j-C1k|<SC和|C1j-C1i|>SC和|C1k-C1i|>SC
其中，i、j和k具有彼此不同的值，并且可以各自等于1、2或3，并且其中，SC是航向的阈值。
在公式数学公式.18中指示的情况下，来自URIi的数据在输出处被无效。
当只有两个惯性参考单元可用时，仍然可以通过加固来自两个可用单元的数据来检测故障，但不再知道如何投票以确定哪一个单元已经发生故障。在这种情况下，可以使用校验功能CTR1、CTR2、CTR3中的一个或多个来确定哪个惯性参考单元已经发生故障。在最坏的场景中，控制返回给飞行员(直接模式)，他可以使用根据第二惯性测量单元UMI2-1、UMI2-2、UMI2-3计算出的输出。
图9示出了包括根据本发明的两个惯性参考单元URI1和URI2以及具有不同设计的两个惯性参考单元URI4和URI5的航空电子系统的第二示例。因此有两对不相同的惯性参考单元，由此避免了它们之间的共模故障。
例如，利用与第一示例性系统相同的计算，对来自根据本发明的两个惯性参考单元URI1和URI2的姿态C11、R11、T11和C12、R12、T12与来自其他两个惯性参考单元URI4和URI5的姿态C4、R4、T4和C5、R5、T5进行比较。
在两种类型的惯性参考单元中的一个存在不一致的情况下，使用来自未表现出任何不一致的类型的惯性参考单元的数据。
在两种类型存在不一致的情况下，可以使用校验功能CTR1、CTR2中的一个或多个以便确定根据本发明的哪个惯性参考单元已经发生故障。
除非另有指示，否则各种实施例可以相互组合。
另外地，应当理解，可以使用其他实施例，尤其是可以进行逻辑修改。此外，除非另有指示，否则在具体实施方式中呈现的实施例不应被解释为限制步骤的次序。
本发明适用于民用航空。