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precis
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Disease
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Rupture
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Publication
_________________________________________________________________
Number FR2511146A1
Family ID 1973339
Probable Assignee British Aerospace Public Cmpany A British Co Ltd
Publication Year 1983
Title
_________________________________________________________________
FR Title INSTRUMENT DE NAVIGATION
Abstract
_________________________________________________________________
UN AVION FONCTIONNANT DANS UN CHAMP GRAVITATIONNEL ET POSSEDANT DES
DETECTEURS CONVENTIONNELS POUR MESURER LA VITESSE REELLE DE L'AIR
(DETECTEURS 10, 11), LES ANGLES D'INCIDENCE ET DE LACET (DETECTEURS
13, 12), LA ROTATION AUTOUR DES AXES X, Y ET Z ET L'ACCELERATION LE
LONG DE CEUX-CI (DETECTEURS 14, 15, 16) EST EQUIPE DE MOYENS DE CALCUL
DE LA COMPOSANTE INERTIELLE DE L'ACCELERATION A PARTIR DE DONNEES
CONCERNANT LA VITESSE REELLE DE L'AIR, LE CAP ET LA ROTATION DE
L'AVION OBTENUES A PARTIR DES DETECTEURS, ET UN MOYEN POUR COMPARER LA
COMPOSANTE INERTIELLE A L'ACCELERATION TOTALE DETECTEE POUR DEDUIRE DE
CETTE FACON L'ORIENTATION DE LA COMPOSANTE GRAVITATIONNELLE ET OBTENIR
AINSI UNE ESTIMATION DES ANGLES DE PLONGEE ET DE ROULIS DE L'AVION.
Description
_________________________________________________________________
1. La presente invention a trait a un appareil et a des methodes
utilises pour determiner l'attitude d'un vehicule situe dans un champ
gravitationnel En particu- lier, mais non exclusivement, l'invention a
trait a un appareil destine a determiner l'orientation du vecteur
gravitationnel de la terre par rapport a un avion operant dans le
champ gravitationnel de la terre et a determiner par la les angles de
plongee et de roulis de l'avion.
Il existe au moins deux techniques convention- nelles pour determiner
l'attitude d'un corps en vol par rapport au plan horizontal local Une
telle technique est la methode de Schuler dans laquelle les valeurs de
la vi- tesse spatiale du corps et de sa distance radiale au centre de
la terre sont prises en compte pour determiner le degre de rotation du
plan horizontal local lorsque le corps voya- ge autour du globe
terrestre Etant donne que la rotation de la terre doit etre prise en
compte, le calcul de la vi- tesse spatiale du corps necessite la
connaissance de la di- rection du mouvement et de la position par
rapport a la surface de la terre, En consequence, cette technique peut
etre appliquee correctement seulement en conjonction avec un systeme
de navigation, Une deuxieme technique consiste a detecter le vecteur
gravitationnel de la terre au moyen d'accelerome-
2, tres detecteurs de gravite Cette tache est compliquee parce que
l'acceleration dynamique peut se confondre avec l'acceleration
gravitationnelle et celle-ci doit etre isolee de celle-la Des
techniques conventionnelles tentent de differencier les deux en
coupant la fonction de recher- che de gravite de l'accelerometre des
que l'acceleration detectee excede une certaine valeur A ce moment un
gyros- cope de reference verticale qui n'est pas regle selon la
methode-de Schuler, est employe pour maintenir la reference verticale
jusqu'a ce que l'acceleration etrangere soit otee et que les
acceleroxetres puissent reprendre leur fonction de recherche de
gravite Cette technique est sujette a erreur si les accelerations
inertielles se trouvent en-de- ca du seuil de coupure de
l'accelerometre Le gyroscope de reference verticale n'etant pas regle
suivant la metho- de de Schuler, et ne prenant donc pas en
consideration le mouvement angulaire autour du centre de la terre,
cette tech- nique est limitee a des periodes de manoeuvre breves
alter- nees avec des periodes de-vol stable pour permettre de re-
etablir la reference verticale correcte si on doit mainte- nir
suffisamment de precision De plus, le gyroscope de re- ference
verticale doit etre monte sur des cardans qui sont sujets a des
blocages ayant pour resultat de faire vacil- ler le gyroscope et ceci
impose une limite au fonctionne- ment.
Selon un aspect de cette invention, on prevoit un appareil pour
determiner l'attitude d'un corps en fonc- tionnement dans un champ
gravitationnel, appareil qui com- prend umnoyen pour determiner
l'acceleration totale exercee sur le corps, un moyen pour determiner
la composante iner tielle de l'acceleration et un moyen pour comparer
la compo- sante inertielle avec l'acceleration totale de telle facon
que l'orientation de-la composante gravitationnelle qui s'exerce sur
le corps puisse etre deduite.
Selon un autre aspect de cette invention, on prevoit une methode pour
determiner l'attitude d'un corps en fonctionnement dans un champ
gravitationnel, qui comprend les etapes de: (i) mesurer l'acceleration
totale agissant sur le corps,
(ii) calculer la composante inertielle de l'ac- celeration totale
agissant sur le corps, et
(iii) comparer l'acceleration totale avec la com- posante inertielle
et en deduire l'orienta- tion de la composante gravitationnelle agis-
sant sur le corps.
Selon un autre objet de cette invention, on pre- voit un corps en
fonctionnement dans un champ gravitation- nel,qui contient un moyen de
detection de vitesse pour de- tecter la grandeur de la vitesse et sa
direction relative- ment aux axes du corps, un moyen de detection de
rotation destine a detecter la rotation du corps, un moyen de de-
tection d'acceleration pour mesurer l'acceleration totale agissant sur
le corps,un moyen pour traiter les donnees recues des moyens de
detection de la vitesse de l'avance- ment et de la rotation pour
determiner la composante iner-' tielle de l'acceleration totale
agissant sur le corps, un moyen pour comparer l'acceleration totale
detectee avec la composante inertielle, et en deduire l'orientation de
la composante gravitationnelle par rapport au corps et par suite une
attitude estimee du corps.
Le corps peut contenir des moyens d'integration pour integrer les
donnees recues du moyen de detection de rotation et determiner par la
une autre attitude estimee du corps et un moyen de controle pour
comparer 1 'attitude estimee obtenue par integration avec celle
obtenue par de- duction de la composante gravitationnelle L'estimation
obtenue par integration et celle obtenue par deduction de la
composante gravitationnelle peuvent chacune etre ponde- rees en termes
de fiabilite et combinees pour obtenir une meilleure estimation
Un moyen de controle peut etre prevu pour contro- ler la seconde
derivation des donnees recues d'un ou plus des moyens de detection de
la vitesse, de la rotation ou de l'acceleration, le moyen de controle
agissant pour supprimer 4. l'estimation obtenue par deduction de la
composante gra- vitationnelle si la seconde derivation excede une
valeur predeterminee. A titre de technique d'auto-controle, un moyen
peut etre prevu pour comparer la valeur estimee de l'ac- celeration
gravitationnelle totale avec la valeur standard.
Le corps peut comprendre un moyen de filtre bas- se frequence adapte
de facon a araser les fluctuations a court terme des donnees issues du
moyen de detection de la vitesse, et un moyen de retard destine a
retarder les don- nees issues des moyens de detection du cap, de la
rotation et de l'acceleration de facon k synchroniser les donnees
filtrees et retardees issues de chacune des sources Dans ce cas, le
corps peut avantageusement comprendre un moyen d'integration destine a
integrer les donnees issues du mo- yen de detection de la rotation et
a les ajouter a l'estima- tion retardee de l'attitude deduite de la
composante gravi- tationnelle,mettant ainsi a jour l'estimation
retardee de l'attitude. 3 O A titre d'exemple uniquement, une
realisation specifique de l'invention va maintenant etre decrite en
de- tails en faisant reference a la figure jointe en annexe qui est un
schema blocs d'un systeme de navigation pour un avion.
Sur la figure et dans la description on emploie les notations
suivantes: V Vitesse par rapport a un cadre de reference depourvu
d'acceleration
V Acceleration due a un changement de la vites- se a Angle d'incidence
rapporte au centre de gra- vite de l'avion a Degre de variation de
l'incidence Angle de lacet rapporte au centre de gravite de l'avion
Degre de variation de l'angle de lacet x, y, z Axes du corps de
l'avion, orientes "main droite', centres sur le centre de gravite de B
l'avion; x dirige vers l'avant le long du re- pere d'horizontal du
fuselage, z positif vers le bas (voir figures) p, q, r Rotations
autour de x,y,z respectivement, conformement a la regle de la main
droite xif yi zi Accelerations inertielles le long des axes x,y, z xm,
Ym' zm Accelerations mesurees le long des axes x,y,z rapportes au
centre de gravite de l'avion e Angle de plongee 0 Angle de roulis g
Acceleration due a la gravite.
En relation avec la figure, on a represente un avion pourvu d'une
sonde de pitot 10 de mesure de la pres- sion statique,une sonde de
temperature de l'air 11 et des sondes de detection 12 et 13 de
direction du flux d'air res- pectivement destinees a determiner les
angles locaux de la- cet et d'incidence de l'avion, tous montes de
facon conven- tionnelle dans ou pres du c One nasal de l'avion Les
ensem- bles a gyroscopes de mesures et a accelrometres 14, 15 et 16
respectivement sont montes de maniere conventionnelle sur l'avion
eloignes du centre de gravite 17 de l'avion et ali- gnes suivant les
axes x-, y et z de l'avion respectivement.
Chaque ensemble comprend un accelerometre adapte pour mesu- rer
l'acceleration suivant un des axes alignes ci-dessus et un gyroscope
de mesure pour mesurer la rotation autour de cet axe.
En cours d'utilisation,les donnees issues de la sonde de pitot de
mesure de la pression statique 10 et de la sonde de temperature 11
sont combinees pour calculer la vitesse reelle V de l'air de l'avion,
de maniere convention- nelle Les donnees concernant les angles locaux
d'incidence et de lacet collectees par les sondes 12 et 13 sont combi-
nees avec les donnees concernant la rotation de l'avion rela- tivement
and son centre de gravite rassemblees depuis les en- sembles a
gyroscopes de mesures et accelerometres 14, 15 et 16 pour calculer les
valeurs de l'angle d'incidence (a) et 6. de l'angle de lacet (8)
rapportes au centre de gravite de l'avion Ayant ainsi calcule les
valeurs de V, a et B, ces valeurs sont ecretees et egalement derivees
pour obte- nir les valeurs de V, " et L. Les rotations autour, et les
accelerations le long des axes x, y et z mesurees par les ensembles
14, 15 et 16 a accelerometre/gyroscope de mesure sont corrigees de
facon a tenir compte des distances separant les ensem- bles respectifs
du centre de gravite de l'avion Les va- leurs des rotations sont alors
ecretees pour donner les va- leurs de p, q et r.
L'acceleration inertielle totale agissant sur le centre de gravite de
l'avion peut etre concue comme etant generee dans deux elements Dans
l'un, les composantes de l'acceleration formees par des changements
dans l'intensi- te et la direction du vecteur de vitesse relativement
a x, y et z sont calculees a partir des valeurs de V,, a, and, et
selon les form les suivantes: Accelerations dues au changement de
l'intensite et de la direction du vecteur de vitesse relativement aux
axes: Composante de l'acceleration selon l'axe x: Vx = l IV-Vl 2 (tan
a Sec 2 a and + tan B Sec 2 g)S}
Composante de l'acceleration selon l'axe y: - vy = lf{V tan g -V 12
Sec 2 a (tan a tan B. -Sec 2 g)} Composante de l'acceleration selon
l'axe z: = l{V tan a -V 12 Sec 2 g (tan a tan g J z 2 -Sec a a)} Dans
les trois equations ci-dessus, 1 represente le cosinus de direction du
vecteur vitesse relativement a l'axe x Par calcul on peut montrer que:
1 = (1 + tan 2 a + tan)1/2
1 est positif quand le vecteur vitesse est dans le demi-es- pace avant
du corps et negatif quand la vitesse est dans le demi-espace arriere
du corps.
On ajoute aux elements d'acceleration ci-dessus l'autre ele- ment
compose des accelerations centripetes induites par la rotation autour
des axes x, y et z. 7. Accelerationsdues aux rotations du corps Axe x
Acceleration centripete = Vl (q tan a r tan B) Axe y Acceleration
centripete = Vl (r p tan a) Axe z Acceleration centripete = Vl (p tan
8-q) Une fois que les deux elements ont ete calcules selon chacun des
axes, ils peuvent etre additionnes de fa- con a donner les valeurs des
accelerations inertielles tota- les le long de chacun des axes x, y et
z, xi, Yi et zi, res- pectivement. x = l{V + Vlq tan a r tan -l 2 (tan
a Sec 2 a,a
12 2
+ tan e Sec 8)l} i = 1 { tan a + Vlr-p tan a-12 Sec 2 a(tan a tan 8
and Sec 2 8)lj} 2 2 zi = l{ 9 tan 8 + Vlp tan e-q- 12 Sec 2 (tan a tan
5 3 Sec 2 a a)l}
V, a et ne sont pas disponibles en tant que donnee de ba- se issue
d'un detecteur, mais doivent etre derivees en dif- ferenciant V, i et
e, puis les valeurs de xi, Yi et zi peu- yent etre obtenues des
formules plus fondamentales: d(Vl) xi =Vl(q tan a r tan) + d d C Vl
tan Yi = Vl(r-p tan a) + d(Vltan) d(Vl tan a) zi = Vl(p tan e-q) + dt
A
Les accelerations mesurees le long des axes x, y et z ras- semblees
depuis les ensembles 14, 15 et 16 sont ecretees Il IlIl pour donner
les valeurs de xm ym et Zm, respectivement.
Puis, ayant calcule les accelerations inertiel- les totales et les
accelerations mesurees le long des axes x, y et z, les angles de
plongee et de roulis peuvent etre calcules selon les formules
suivantes: Angle de plongee 8 = arc Sin l(xm xi)/gl Angle de roulis O
= arc Tan l(Ym Yi)/(Zm zi)l
La quadrature de l'angle de roulis etant la sui- vante:
11-146
8. + i m i + + Zm Zi + 0 Q O 1 90 Q O 9 D O A 100 OQ 900 g 90 a -180
0 90 90 ' 100
Pour reduire la sensibilite aux erreurs dans l'acceleration inertielle
estimee pour des angles de plon- gee importants: Si t(x x)/g i alors m
i 2
A " 2 2
= arc cos (ym Y i) + (m zi) /g En comparaison avec les systemes
traditionnels d'attitude en reference a la gravite (par difference
avec les systemes de navigation inertiels regles par la methode de
Schuler), la technique decrite ci-dessus presente les avantages
suivants: 1, Elle ne necessite pas de periodes de vol calme pour
reetablir la reference verticale et est donc souhaitable pour des
periodes soutenues de manoeuvre en vol, 2 Elle n'est pas limitee en
attitude pour eviter un blocage de cardan ou un vacillement de gy-
roscope.
3 L'erreur instantanee depend de l'erreur de de- tecteur instantanee
et non de l'histoire imme- diate de la manoeuvre en cours En
consequence, immediatement apres une manoeuvre, toute erreur produite
pendant la manoeuvre diminuera rapide- ment.
4 La plupart des detecteurs seraient aussi utili- ses pour d'autres
fonctions de reference en vol et etre installes correctement dans leur
fonc- tion propre; Ceci devrait presenter un avantage de poids et
d'economie de co Qt.
La technique ci-dessus utilise la sortie instanta- nee issue des
gyroscopes de mesure du corps utilises pour le controle de vol,
Maintenant ces gyroscopes seuls sont capa-
9, bles de fournir des informations concernant l'attitude en
transformant leurs sorties de mesures selon les axes d'at- titude et
en integrant En realite, cette methode est em- ployee en navigation a
inertie mais en utilisant des gyros- copes presentant un taux d'erreur
de derive de 0,010 par heure compare a un taux nominal de 50 par
minute requis en controle de vol. Cependant, en depit de la precision
beaucoup plus basse des gyroscopes de mesure de controle de vol,
ceux-ci peuvent etre utilises de cette maniere pendant des perio- des
d'integration courtes de facon a etendre la realisation ci-dessus de
l'invention pour inclure les fonctions suivan- tes (1) un degre
d'autocontrole, (2) surmonter des defaillances a-courtterme dans
certains des detecteurs,
(3) fonctionnement en reversion avec perte de cer- tain des
detecteurs,
(4) une technique plus simple, de niveau plus bas.
Auto-controle Meme avec des derives de gyroscopes de mesures du corps
relativement elevees de 1 par seconde, l'erreur cumu- lee par
integration sur une periode de cycle repetitif de calcul d'un
cirguantiemn de seco:de ou meme d'un dixieme de seconde est
parfaitement acceptables Le changement en atti- tude derive par
integration de mesure gyroscopique peut par consequent etre compare
avec le changement en attitude de la technique decrite ci-dessus
pendant de courts interval- les de temps pour servir d'auto-controle.
Il a ete trouve que les estimations des angles de plongee et de roulis
utilisant la technique ci-dessus donnaient de bons resultats a long
terme, mais que dans cer- taines conditions extremes, telles que dans
le cas de ma- noeuvres violentes des erreurs de detecteur (par exemple
la mesure de la vitesse reelle de l'air V) pouvaient etre pas-
sablement importantes, diminuant ainsi la precision de l'estimation a
court-terme,
Reciproquement, dans le cas d'estimations des an-
10. gles de plongee et de roulis par integration de mesure
gyroscopique, celles-ci sont generalement bonnes dans le court terme
mais la precision dans le long terme decroit a cause de la derive du
gyroscope.
Selon une modification de la technique d'auto- controleune technique
de filtrage de Kalman peut etre em- ployee pour donner des valeurs de
surete ou de confiance aux estimations issues de chacune de ces
sources et dedui- re par 1 une meilleure estimation, Correction des
erreurs de detection a court terme Comme les gyroscopes de mesures
sont capables de fournir des donnees d'entree dignes de confiance dans
l'at- titude sur des periodes courtes, ils peuvent etre utilises comme
substitut a la realisation decrite si elle est en er- reur pour des
periodes courtes a la suite d'une defaillan- ce d'un detecteur Ceci
dependrait donc du fait qu'on soit capable de detecter les conditions
dans lesquelles le fonc- tionnement du detecteur peut etre inferieur
pour etablir la derniere base d'attitude viable a partir de laquelle
la source de substitution peut extrapoler, Par exemple, si on trouve
que la donnee relative a la vitesse reelle de l'air a un retard de
reponse trop important ou trop sujet aux rafales de vent etc, il peut
etre possible de detecter les conditions de rupture en controlant la
seconde derivation de la vitesse de l'air.
Pourvu que l'acceleration de la vitesse de l'air ne change pas plus
vite qu'un taux predetermine, le mode de realisa- tion decrit sera
utilise Au-dessus du taux predetermine, l'angle d'attitude sera
incremente a partir des donnees gy- roscopiques seules.
Dans le cas oa on emploierait une technique de filtrage de Kalman et o
C la seconde derivation de la vi- tesse de l'air serait au-dessus de
la valeur predeterminee, l'estimation issue de la methode decrite
ci-dessus serait ignoree pendant la duree de la perturbation.
Selon une technique alternative, les interrup- tions a court terme,
dans la vitesse reelle de l'air mesu- rees sont ecretees en utilisant
un filtre basse frequence.
11.
Comme mentionne ci-dessus, ceci produit un retard de repon- se qui
dephase la donnee relative a la vitesse reelle de l'air par rapport
aux autres donnees issues des detecteurs de l'avion Ceci peut etre
surmonte en s'assurant que les autres donnees sont retardees d'un
intervalle de temps si- milaire On appreciera que ceci aura pour
resultat une esti- mation qui est decalee dans le temps typiquement
d'environ un tiers de seconde Pour remedier cela, l'estimation peut
etre remise M jour par integration des donnees recues des gyroscopes
de mesure du corps sur la periode de retard de facon a fournir une
estimation mise a jour.
Mode de reversion
Dans un systeme de controle de vol, les gyrosco- pes de mesure du
corps sont peut etre les detecteurs les plus fondamentaux et pourvu
qu'ils fonctionnent, l'avion peut etre guide selon un mode de "retour
a la maison", les autres detecteurs etant inoperants, par exemple les
detec- teurs de donnees relatives a l'air Pourvu que les accele-
rometres fonctionnent encore, il peut etre possible de cal- culer
l'attitude,au prix d'une qualite plus basse, sans donnee relative a
l'air, Fondamentalement, la technique ci-dessus separe l'acceleration
inertielle de l'acceleration gravitationnel- le.Si l'avion vole de
facon stable, il n'y aura pas d'ac- celeration inertielle et le mode
de realisation ci-dessus deduira une attitude correcte a partir des
seules mesures des accelerometres La condition pour une acceleration
iner- tielle egale a zero peut etre identifiee par le controle a ce
qu'a la fois aucun changemoent ne se produit dans l'acce- leration
mesuree et en ce que le taux de rotation des gyros- copes est egal a
zero, En pratique, l'avion n'est jamais en etat d'acceleration
inertielle egale a zero a cause des turbulences de l'air, etc et un
ecretage supplementaire peut 8 tre requis pour aider a la detection
des conditions d'acceleration inertielles zero, Le mode de reversion
opere conmme une serie de determinations d'attitude, calculees a
partir de la condi- tion d'acceleration inertielle zero, l'attitude
etant in-
12. terpolee par integration des mesures des gyroscopes.
Technique d'attitude plus simple De facon claire, la methode soulignee
pour la reversion peut etre utilisee en propre comme un systeme
d'attitude Dans un sens, elle peut etre consideree com- me un echange
de detecteurs de donnees relatives a l'air contre des gyroscopes plus
precis Fondamentalement, cela depend de la frequence, A laquelle on
peut obtenir une de- termination de l'attitude a acceleration
inertielle zero.
Un facteur important est que meme avec des gy- roscopes parfaits,des
erreurs seraient introduites a cause de la courbure de la terre Les
gyroscopes donnent bien sur une reference d'attitude spatiale,
cependant que, en vol_a Mach 0,9 vers l'est, le plan horizontal
tournerait de
250 par heure aux lattitude du Royaume-Uni Ainsi, 6 minu- tes apres
une determination,des gyroscopes parfaits cumule- raient une erreur de
2,50 Manifestement, des determina-
* tions frequentes previendraient des erreurs excessives is- sues de
cette source.
Comme syst oe d'auto-controle supplementaire, les valeurs obtenues
pour l'acceleration gravitationnelle S selon les axes x, y et z (xm
xi), (ym yi) et (zm zi) peuvent etre additionnees vectoriellement et
co Eparees a la valeur connue de g pour servir d'auto-controle.
A titre d'autre modification supplementaire, des estimations des
angles de plongee et de roulis peuvent etre combinees avec les sorties
issues d'un magnetometre trois axes pour deduire par la le cap de
l'avion.
La presente invention n'est pas limitee aux exemples de realisation
qui viennent d'etre decrits, elle est au contraire susceptible de
modifications et de varian- tes qui apparaitront a l'homme de l'art, -
13,
Claims
_________________________________________________________________
1 REVENDTCATIONS1 Appareil de determination de l'attitude d'uncorps
fonctionnant dans un champ gravitationnel, caracteri-se en ce
qu'ilccaprend -un moyen pour determiner l'accelera-tion totale
agissant sur le corps, un moyen pour determinerla composante
inertielle de celle-ci et un moyen pour compa-rer la composante
inertielle et l'acceleration totale detelle facon que l'orientation de
la composante gravitation-nelle agissant sur le corps puisse etre
deduite -
2 Methode de determination de l'attitude d'uncorps fonctionnant dans
un champ gravitationnel, caracte-risee en ce qu'elle comprend les
etapes de: (i) mesurer l'acceleration totale agissant sur le
corps,(ii) calculer la composante inertielle de l'ac-celeration totale
agissant sur le corps, et(iii) comparer l'acceleration totale a la
compo-sante inertielle pour deduire ainsi l'orien-tation de la
composante gravitationnelleagissant sur le corps.3 Corps fonctionnant
dans un champ gravitation-nel, caracterise en ce qu'il comprend un
moyen de detec-tion de vitesse pour detecter l'intensite et la
direction de la vitesse relativement aux axes du corps, un moyen de
detection de rotation pour detecter la rotation du corps,un moyen de
detection de l'acceleration pour mesurer l'ac-celeration totale
agissant sur le corps, un moyen pour trai-ter les donnees recues de
detecteurs de vitesse cap et ro-tation pour determiner la composante
inertielle de l'acce-leration totale agissant sur le corps, un moyen
pour compa-rer l'acceleration totale detectee avec la composante
iner-tielle, et pour deduire de cette facon l'orientation de la
composante gravitationnelle relativement au corps et parsuite une
attitude estimee du corps.4 Corps selon la revendication 3,
caracterise en ce qu'il comprend un moyen d'integration pour integrer
les donnees recues du moyen de detection de rotation pour determiner
par la une attitude estimee du corps et un moyen 14. de controle pour
comparer l'attitude estimee produite parintegration avec celle
produite par deduction de la composan-te gravitationnelle.Corps selon
la revendication 4, caracterise en ce que l'estimation produite par
integration et celle produite par deduction de la composante
gravitationnellesont chacune ponderees en termes correspondant a leur
fia-bilite et combinees pour obtenir une meilleure estimation.6 Corps
selon la revendication 4, caracterise en ce qu'un moyen de controle
est prevu pour controler la seconde derivation des donnees recues d'au
moins un moyen de detection de vitesse, de rotation ou acceleration,
lemoyen de controle agissant de facon a supprimer l'estima-tion
produite par deduction de la composante gravitationnel-le des lors que
la seconde derivation excede une valeur pre-determinee,7 Corps selon
l'une quelconque des revendica-tions 3 a 6, caracterise en ce qu'un
moyen est prevu pourcomparer l'intensite estimee de l'acceleration
gravitation-2 Q nelle totale avec la valeur standard et servir par la
demoyen de controle.8 Corps selon l'une quelconque des revendica-tions
3 a 7, caracterise en ce qu'il comprend un moyen de filtre basse
frequence adapte a ecreter les variations a court terme dans les
donnees issues du moyen-de detection devitesse et un moyen de retard
pour retarder les donnees is-sues des moyens de detection de cap,
rotation et accelera-tion de maniere a synchroniser les donnees
filtrees et re-tardees issues de chacune des sources.9 Corps selon la
revendication 8, caracteriseen ce qu'il comprend en outre un moyen
d'integration pour in-tegrer les donnees issues du moyen de detection
de rota-tion et pour additionner celles-ci a l'estimation retardee de
l'attitude deduite de la composante gravitationnelle,mettant ainsi a
jour l'estimation retardee de l'attitude.
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any discovery (or vertical marker) when you mouse over
it.<br/><br/>The preview window is draggable so you may place it
wherever you like on the page. [31][_]
[static.png]
[close.png]
Discovery Preview
(Mouse over discovery items)
[textmine.svg] textmine Discovery
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Multiple Definitions ()
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(BUTTON) X
(BUTTON) Close
(BUTTON) X
TextMine: Publication Composition
FR2511146
(BUTTON) Print/ Download (BUTTON) Close
1. Welcome to TextMine.
The TextMine service has been carefully designed to help you
investigate, understand, assess and make discoveries within patent
publications, quickly, easily and efficiently.
This tour will quickly guide you through the main features.
Please use the "Next" button in each case to move to the next step
of the tour (or you can use [Esc] to quit early if you don't want
to finish the tour).
2. The main menu (on the left) contains features that will help you
delve into the patent and better understand the publication.
The main feature being the list of found items (seperated into
colour coded categories).
3. Click the Minesoft logo at any time to reset TextMine to it's
initial (start) state.
4. You can select which part of the document you'd like to view by
using the pull down menu here.
You can select "Full Text" to view the entire document.
5. For non-latin languages, (in most cases) full text translations
are available, you can toggle them on and off here.
You can also toggle the inline discovery translations between
English and their original language.
6. The pie chart icon will open a basic statistical breakdown of the
publication.
7. The sort icon allows you to sort the listed categories based on
the number of instances found.
Click to toggle between ascending and descending.
8. You can use the refine box to refine the discovered items in the
sections below.
Simply type what you are looking for, any items that do not match
will be temporarily hidden.
9. The publication has been analysed and we have identified items
within it that fit into these categories.
The specific items found are listed within the category headings.
Click the section header to open that section and view all the
identitfied items in that section.
If you click the checkbox all items in that section will be
highlighted in the publication (to the right).
The best thing to do is to experiment by opening the sections and
selecting and unselecting checkboxes.
10. The main output window contains the publication full text (or part
thereof if selected).
11. The Tools section contains tools to help you navigate the
"discovered" (highlighted) items of interest.
The arrows and counter let you move through the highlighted items
in order.
12. Other tools include a "Preview" option [ [preview.png] ] and the
ability to mark the relative locations of highlighted items by
using the "Marker" option [ [marker.png] ].
Try these out to best understand how they work, and to discover if
they are of use to you.
13. Items selected from the menu on the left will be highlighted in
the main publication section (here in the middle of the screen).
Click them for further information and insights (including
chemical structure diagrams where available).
14. Please experiment with TextMine - you cannot make any permanent
changes or break anything and once your session is closed (you've
log out) all your activity is destroyed.
Please contact Minesoft Customer Support if you have any questions
or queries at: [email protected]
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[BUTTON Input] (not implemented)_____ [BUTTON Input] (not
implemented)_____
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