автореферат диссертации по транспорту, 05.22.13, диссертация на тему:Функциональное диагностирование комплекса спутниковых и инерциальных навигационных систем в условиях полета

На правахрукописи

СУРКОВ ДМИТРИЙ МИХАЙЛОВИЧ

ФУНКЦИОНАЛЬНОЕ ДИАГНОСТИРОВАНИЕ КОМПЛЕКСА СПУТНИКОВЫХ И ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ В УСЛОВИЯХ ПОЛЕТА

Специальность 05.22.13 - Навигация и управление воздушнымдвижением

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

МОСКВА-2004

Диссертационная работа выполнена в Федеральном государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Московский государственный технический университет гражданской авиации» на кафедре Теоретической радиотехники.

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Рубцов Виталий Дмитриевич Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Прохоров Александр Валентинович

кандидат технических наук, старший научный сотрудник Соловьев Юрий Арсеньевич

Ведущая организация: ФГУП Летно-исследовательский

институт им. М.М. Громова

Защита состоится «_»_2004 г. в_часов в

аудитории_„на заседании диссертационного совета Д.223.011.01

Московского государственного технического университета гражданской авиации по адресу:

125993, г. Москва, А-493, ГСП - 3, Кронштадтский бульвар, 20.

С диссертационной работой можно ознакомиться в библиотеке МГТУГА. Автореферат разослан «_»_2004 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор

С.К. Камзолов

Общая характеристика работы

Актуальность работы.

Современные спутниковые радионавигационные системы (СРНС) ГЛОНАСС и GPS являются основной навигационной системой на этапах полета воздушного судна (ВС) по маршруту для большинства авиационных пользователей. СРНС обладают высокой доступностью проведения высокоточных навигационных определений (НО), однако, для использования информации СРНС на этапе некатегорированного захода на посадку необходимым требованием является доступность функции автономного контроля целостности (RAIM) в приемоиндикаторе (ПИ) СРНС, под которой понимается уровень доверия к информации, предоставляемой навигационной системой.

Обнаружение аномальных измерений псевдодальностей и исключение их из решения навигационной задачи (НЗ), основанное на избыточности измерений по отношению к числу оцениваемых параметров, может не обеспечивать доступности функции контроля целостности на этапах полета по маршруту и некатегорированном заходе на посадку.

Качество работы алгоритма RAIM помимо условия достаточной избыточности измерений определяется взаимной геометрией навигационных космических аппаратов (НКА) рабочего созвездия и антенны ПИ, а также шумами измерения псевдодальностей. Потеря функции оценки целостности СРНС может возникать при недостаточной избыточности измерений, при неблагоприятной взаимной геометрии рабочего созвездия НКА и ВС и высоких шумах измерений. Ситуации, при которых функция оценки целостности СРНС недоступна, характеризуются как "пробелы" RAIM.

Пробел RAIM может наблюдаться, к примеру, вследствие недостаточной избыточности и следовательно плохой геометрии созвездия НКА при необходимости работы ПИ по системе ГЛОНАСС в условиях не полностью развернутой орбитальной группировки, что имеет место в настоящее время.

Низкий уровень сигналов НКА СРНС, принимаемых потребителем, делает систему уязвимой к интенсивным преднамеренным или непреднамеренным помеховым воздействиям. Вследствие этого нельзя не учитывать возможные срывы сопровождения сигналов отдельных НКА видимого созвездия в условиях неблагоприятной поме-ховой обстановки, что может привести к потере функции оценки целостности СРНС.

Значительно улучшить работу встроенного мониторинга системы возможно за счет использования избыточных измерений других бортовых навигационных систем и в первую очередь инерциальной навигационной системы (ИНС).

Использование данных от ИНС делает возможным решение задачи мониторинга на борту ВС в автономном режиме работы ПИ. При этом решаются следующие задачи автономного контроля целостности СРНС:

- исключение пробелов RAM при работе по сигналам только одной СРНС, в частности, как уже было отмечено выше, системы ГЛОНАСС;

- обеспечение непрерывности оценки целостности СРНС на этапах полета воздушного судна, при которых базовый алгоритм RAIM недоступен;

- компенсация ухудшения мониторинга в тех районах, где не могут быть использованы локальные и широкозонные дифференциальные подсистемы СРНС;

- обнаружение и исключение малых скачков радионавигационных параметров (фазы кода и фазы несущей сигнала СРНС), позволяющее своевременно обнаруживать небольшие ошибки определения координат, что положительно скажется на точности НО в целом.

Поскольку в состав данных, поступающих в навигационный комплекс ВС, входит информация от инерциальных систем, установленных на борту, то существует необходимость оценки достоверности НО ИНС.

Из изложенного можно сделать вывод об актуальности проведения исследований по теме диссертации.

Цель и задачи исследований. Целью работы является разработка методов и средств контроля уровня доверия к информации интегрированного комплекса СРНС-ИНС, позволяющих проводить обнаружение, локализацию и исключение аномального измерения псевдодальности в ПИ СРНС," возникающего вследствие сбоя в работе НКА, а также осуществлять оценку правильности функционирования ИНС путем совместной обработки текущих полетных данных ПИ СРНС и ИНС.

Для достижения поставленной цели было необходимо решение следующих основных задач:

1. Анализ факторов, влияющих на качество работы автономного мониторинга целостности СРНС (RAIM).

2. Анализ возможных путей повышения надежности автономного контроля целостности СРНС.

3. Совместный анализ полетных навигационных данных СРНС и ИНС с целью разработки экспериментальной модели, описывающей изменение навигационных параметров (НП) ИНС разных типов относительно НП ПИ СРНС.

4. Разработка принципов построения алгоритма контроля целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС при совместной обработке навигационных данных.

5. Анализ эффективности разработанных алгоритмов методами компьютерного моделирования.

Методы исследований. При решении перечисленных задач были использованы прикладные методы теории вероятностей и теории случайных процессов, аппарат линейной алгебры, методы сплайновой и кусочно-линейной аппроксимации, методы

теории оптимального оценивания, а также методы экспериментальных исследований и математического моделирования.

Научная новизна работы. Научная новизна диссертационной работы состоит в том, что в ней впервые проведен системный анализ методов автономного контроля целостности СРНС, а также интегрированных навигационных систем СРНС - ИНС. В диссертации получены следующие основные результаты:

- проведен анализ алгоритма автономного контроля целостности СРНС (RAIM) методами компьютерного моделирования для выяснения его эффективности на разных этапах полета ВС и при различных геометрических конфигурациях рабочих созвездий НКА;

- получены обобщенные статистические параметры экспериментальных НО ПИ СРНС и ИНС разных типов, зарегистрированных в ходе полетов ВС;

- получена методика, позволяющая по экспериментальным полетным данным определять параметры оптимального фильтра навигационных параметров движения ВС в интегрированной системе СРНС - ИНС;

- предложен алгоритм автономного мониторинга целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС;

- проведен анализ эффективности разработанных алгоритмов оценки целостности комплекса СРНС - ИНС методами компьютерного моделирования.

На защиту выносятся:

1. Результаты математического моделирования базового алгоритма автономного контроля целостности СРНС (RAIM);

2. Результаты исследований данных экспериментальных полетных навигационных определений с использованием СРНС и ИНС различных типов;

3. Методы построения фильтра оптимальной оценки навигационных параметров в интегрированной системе СРНС—ИНС;

4. Методы повышения надежности автономного контроля целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС;

5. Рекомендации по построению системы контроля целостности комплекса СРНС -ИНС.

Практическая значимость работы состоит в том, что полученные в ней результаты могут быть использованы службами эксплуатации авиационной техники и разработчиками навигационной аппаратуры, поскольку позволяют:

- использовать разработанные методики для анализа экспериментальных полетных навигационных данных приемоиндикатора СРНС и ИНС разных типов с целью построения математической модели поведения разностей НП, определяемых ПИ СРНС и ИНС;

- на базе экспериментальных полетных данных, полученных от ПИ СРНС и ИНС

б

разных типов, получать параметры оптимального фильтра для интеграции рассматриваемых навигационных датчиков как на уровне координатной информации, так и на уровне первичной обработки в области псевдодальностей;

- использовать предложенные алгоритмы для создания систем автономного контроля целостности комплекса, состоящего из ПИ СРНС и ИНС определенного типа.

Внедрение результатов. Основные результаты работы внедрены в Московском конструкторском бюро "Компас", Летно-исследовательском институте им. М.М. Громова и в МГТУ ГА, что подтверждено соответствующими актами.

Апробация результатов. Материалы диссертации докладывались и обсуждались на Международных научно - технических конференциях «Авиация на рубеже веков», 2001 г. и «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества», 2003 г., МГТУ ГА; на собрании Центрального регионального отделения Российского института навигации «Федеральная целевая программа «Глобальная навигационная система» и проблемы повышения достоверности спутниковой информации», 2003 г.; на научно-техническом семинаре «Концепция создания интегрированного оборудования навигации, посадки, связи и наблюдения», 2000 г., МГТУ ГА и МКБ «Компас».

Публикация результатов. Основные результаты диссертации опубликованы в 8 статьях и 3 тезисах докладов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения, списка использованных источников и приложения. Основная часть диссертации содержит 122 страниц текста, 76 рисунков, 14 таблиц и библиографию из 39 наименований. Общий объем работы 127 страниц.

Содержание работы

В первой главе диссертационной работы анализируется проблема контроля целостности в приемоиндикаторе СРНС на разных этапах полета ВС. Проведено компьютерное моделирование и сделаны выводы об эффективности базового алгоритма контроля целостности СРНС (ИА1М).

Требования к работе автономного контроля целостности сформулированы в основных руководящих документах (КТ-34-01, 8АКР8 и КГСА БО-229 В/С) для разных этапов полета. Согласно указанным стандартам ПИ СРНС должен формировать контрольные параметры (ИРЬ, УРЬ), позволяющие сделать вывод о выдерживании требований к целостности навигационной системы для текущего этапа полета ВС и выдавать предупредительные сигналы, когда функция ИА1М недоступна и в случае невозможности исключения аномального измерения.

Для оценки целостности СРНС в указанных стандартах заданы следующие параметры: допустимый уровень ошибки определения координат в горизонтальной

плоскости HAL, вероятность ложной тревоги р^, вероятность пропуска аномального измерения рт,, вероятность ошибочного исключения р^, прогнозируемый бюджет ошибок измерений псевдодальностей а„, время выработки сигнала тревоги от момента появления аномального измерения.

При этом требуется: 1) определить, существует или нет возможность обнаружения аномального измерения при заданных выше условиях и в данный момент времени; 2) после положительного ответа на первый вопрос определить, есть или нет аномальное измерение; 3) при положительном ответе на второй вопрос определить, существует или нет возможность исключения аномального измерения из навигационного решения; 4) при положительном ответе на первый, второй и третий вопросы найти навигационное решение, свободное от аномальной ошибки.

На рисунках 1 и 2 изображены ситуации, при которых функция контроля целостности СРНС доступна и недоступна. Из данных рисунков видно, что возможность обнаружения аномальных измерений псевдодальностей в ПИ СРНС определяется выполнением условий:

HPL < HAL, VPL <VAL, (1)

Параметры HPL и VPL имеют смысл наибольших расчётных значений ошибок определения координат и высоты, которые могут иметь место при прогнозируемом значении ошибок измерений а„ и геометрии рабочего созвездия НКА:

HPL = max i

WW11}-

(2)

где в = (НТН)"'НТ-псевдообращение матрицы измерений Н; Б = (1-НС)-проекционная матрица. В (2) величина Дт представляет статистический порог, рассчитанный с учетом заданных вероятностей ложной тревоги и пропуска:

Дт = Щй) • (Ф" (1 - )+ Ф" )), (3)

где Ф"'( )-обратная функция ошибок.

В качестве диагностических признаков для обнаружения и локализации аномальных измерений возможно использование компонент вектора невязок г(у')

r = (I-HG) = SY,

где

(4)

вектор измеренных псевдодальностей, которые яв-

ляются нормально распределенными случайными величинами. Решение о наличии аномальной ошибки принимается, если для какого - либо"из п измерительных каналов ПИ выполняется условие

(5)

При этом необходимым условием правильного исключения аномальной ошибки по горизонтальным координатам с заданной вероятностью ошибочного исключения рд будет выполнение неравенства

(6)

Для оценки качества работы алгоритма автономного контроля целостности

RAIM по существующим орбитальным группировкам НКА был разработан математический программный комплекс (МПК) в среде прикладного научно - технического программирования MAT-

Pnt-Z. Моделирование RA1M (НА1М8Я «, НР1.-92 м, »г" 6 м, LAB 6 5 Данный про-

Y.-700 м, число НКА-17, CDOP-1.25) м F

граммный комплекс по*

зволяет проводить моделирование процесса измерения псевдодальностей и вычисления координат по НКА СРНС GPS и ГЛОНАСС. МПК также позволяет имитировать работу ПИ на разных этапах полета ВС с возможностью выбора необходимой конфигурации рабочего созвездия НКА и моделирования сбоя в том или ином НКА.

На рисунках 2-4 изображены ситуации RAIM, смоделированные с помощью МПК. На рисунке 2 смоделирован скачок фазы кодовой

последовательности сигнала НКА GPS № 24~(увеличен-ный символ НКА на рисунке) путем введения дополнительной ошибки Yt - 700 м в псевдодальность до этого спутника. При этом ПИ осуществляет решение НЗ по созвездию, состоящему из 12 НКА GPS и 5 НКА ГЛО-НАСС на этапе полета по маршруту (HAL=I852 м). Геометрический фактор GDOP смоделированного созвездия равен 1 25 СКО шумов измерений ств установлено 6 м Также на рисунке 2 построен вектор невязок г, определенный по (4)

Как видно из рисунка, при высокой избыточности аномальное измерение в 9-ом канале ПИ, ведущем обработку НКА GPS №24, может быть сравнительно легко обнаружено с заданными вероятностями и исключено из решения НЗ.

Можно сделать вывод, что высокая избыточность (в данном случае 12) позволяет использовать НО ПИ СРНС как на этапе полета по маршруту, так и на этапе неточного захода на посадку (HAL=556 м), поскольку текущее значение HPL значительно ниже соответствующих предельных значений уровней тревоги HAL.

Рисунок 3 иллюстрирует работу по созвездию, состоящему из 3 НКА ГЛО-НАСС и 7 НКА GPS, в котором смоделирован сбой в НКА GPS №11. Подобное созвездие при шумах измерений с СКО не позволяет

проводить оценку целостности СРНС на этапе не-категорированного захода на посадку, поскольку HPL (1054 м) превышает пороговое значение ошибки определения горизонтальных координат HAL (556 м) для данного этапа полета.

На рисунке 4 изображена ситуация, при которой функция оценки целостности СРНС недоступна как на этапе полета по маршруту, так и при некатегорированном заходе на посадку

В таблице 1 приведены обобщенные по многим испытаниям результаты моделирования RAIM. На рисунке 5 приведена зависимость HPL от уровня шумов измерений псевдодальностей при различных значениях избыточности, также полученная по результатам моделирования с помощью МПК.

I23«4t7«8 »

OOunci.i — ul^M

Рио5. HPL как функция уровня шумов и избыточности

Таблипа 1

Избыточность Геом. фактор HPL М СКО шумов измерений 1м] Введенная ошибка в псевдодальность М Полет по маршруту Некатего-рированный заход на посадку

7 -2 -220 7 700 возможен возможен

6 -2.1 -260 7 700 возможен возможен

5 -2.2 -500 7 700 возможен возможен1

4 -2.3 -600 7 700 возможен невозможен

3 -2.5 -1000 7 700 возможен' невозможен

2 -3-6 42000-3000) 7 - невозможен невозможен

1 -12 -(10-20 х 10 ) 7 - невозможен невозможен

Во второй главе диссертационной работы рассматриваются преимущества и недостатки слабосвязанной и сильносвязанной схем интегрирования ПИ СРНС и ИНС с точки зрения их практической реализации в существующих ПИ для построения системы мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС. С целью получения математического описания расхождений навигационных параметров СРНС и ИНС проводится совместное исследование экспериментальных навигационных данных, зарегистрированных в ходе полетов ВС с разными типами ИНС, установленных на борту. Также в данном разделе разрабатывается методика определения по экспериментальным полетным данным параметров оптимального фильтра, реализующего совместную обработку . в интегрированной системе СРНС - ИНС.

Известно, что системы инерциальной навигации характеризуются ростом ошибок определения навигационных параметров в течение времени функционирования, обусловленным инструментальными погрешностями блока чувствительных элементов системы, отклонением масштабных коэффициентов от их номинальных значений и ошибками вычислительного устройства.

Поскольку принципы функционирования ПИ СРНС и ИНС совершенно разные, характер ошибок спутниковой навигационной аппаратуры существенно отличается от поведения ошибок ИНС. Ошибки спутниковой навигационной аппаратуры не имеют тенденции нарастать со временем. В подтверждение этого на рисунке 6 представлены результаты испытаний ПИ. Испытания проводились в статическом режиме. НП регистрировались с частотой 10 Гц в течение 2 часов.

Обобщенный анализ результатов испытаний ПИ разработанного в МКБ "Компас" показал, что ошибка определения плановых координат имеет случайную составляющую с СКО <гх = 1-2 м, период сильной корреляции шумовой составляющей

1 Сказывается геометрия рабочего созвездия HPL может превышать значение HAL для этапа неточного захода на посадку

2 Возможность RAIM сильно зависит от построения рабочего созвездия. При плохом геометрическом факторе RA1M на данном этапе полета ВС может быть недоступен.

проекций координат составляет величину порядка 400 сек 2

Г Ш

Энергетический спектр шумовой составляющей путевой скорости

Корреляционный и спектральный анализ ошибок определения вектора скорости ПИ СРНС (рис 6) показал, что случайная составляющая проекций скорости представляет собой марковский случайный процесс с СКО «г, = 1-2 см/с, временем корреляции порядка 1-ой секунды и спектром, сосредоточенным около нулевых частот Энергетический спекгр получен методом дискретного преобразования Фурье

(7)

где ш^е™"

Рассмотрим объект наблюдения, представляющий собой разности НП, полученных от ПИ СРНС и ИНС Поскольку АП СРНС не обладает нарастающей во времени систематической ошибкой, то можно предположить, что рассматриваемый объект наблюдения будет отражать характер поведения ошибок ИНС на длинных интервалах времени работы

В соответствие со сказанным выше запишем выражения для разностей навигационных параметров СРНС и ИНС

ji CMC jf ННС

(8)

где ф^ Л/ • географические широта и долгота, вычисленные в 1-ый момент времени в ПИ СРНС и ИНС; - северная и восточная составляющие вектора путевой ско-

рости в местной системе координат КЕН (север, восток, высота).

Сформируем разности (8) НП (Дх, Ду) ПИ СРНС и ИНС платформенного и бесплатформенного типа. Исходные массивы координат х и скоростей V рассматриваемых навигационных систем были получены во время выполнения экспериментальных полетов ВС, применяе-Рис.7. Пример экспериментального полета

мых в ГА (Ил-76, Ил-96). Длительность полетов

'Разности координат и скоростей ПИ СРНС н платформенной Составляла ОТ 5 ДО 12

часов. Навигационные определения регистрировались с частотой 10 Гц. Один из экспериментальных полетов с ИНС, построенной на базе кольцевых лазерных гироскопов, и ПИ СРНС, установленных на борту ВС типа ИЛ-96-300, изображен на рисунке 7.

На рисунке 8 приведены результаты анализа разностей НП (8) ПИ СРНС и ИНС

ПлатформеННОГО ТИПа (И-21) по координатам и скоростям. Из рисунка видно, что рассматриваемые разности по скорости представляют некоторый медленноменяющийся колебательный процесс, период которого равен примерно 85 минутам и наложенного на него шумового процесса. Разности по координатам в дополнение к отмеченным особенностям разностей по скоростям имеют рост близкий к линейному со скоростью порядка 1 км/час.

Вид автокорреляционной функции (АКФ), полученной в результате анализа разностей скоростей, подтверждает наличие в исследуемом процессе двух компонент: случайного медленноменяющегося процесса и сравнительно высокочастотной шумовой составляющей, формирующей пик АКФ, показанный на рисунке отдельно. Энергетический спектр выявил наличие в исследуемом процессе разностей скоростей ПИ

л л в I » 1

Корреляционные и спектральный анализ разно-Рис.8 стей скоростей ПИ СРНС и платформенной ИНС

Разности координат н скоростей ПИ СРНС н бесплатфоомениой ИНС

——■ (1|>ч

Рис 9 Корреляционный и спектральный анализ разностей скоростей ПИ СРНС - бесформенной ИНС

СРНС и платформенной ИНС доминирующей гармоники, соответствующей частоте Шулера (0 00124 рад/с) На рисунке 9 приведены разности НП ПИ СРНС и бесплатформенной ИНС j лазерной типа LITTON 100 Анализируя графики разностей скоростей, можно отметить, что характер изменения невязок по скоростям в данном случае схож с Тем, КОТОрЫЙ наблЮДа-

форменной ИНС ярко выраженный шулеровский характер изменения невязок с наложенной на него некоторой шумовой составляющей, что подтверждается корреляционным и спектральным анализом (рис 9)

Для определения статистических свойств шумовой составляющей процесса изменения разностей скоростей, измеренных ПИ СРНС и ИНС, необходимо отделить ее от медленного процесса. Для этого была проведена сплайновая аппроксимация исходного процесса (рис 10) с использованием математической библиотеки среды наш

расчетов

2000 4000 tux аою 10000 1200 14000 юто Время. {см| ПРОЦЕСС после длпнмссмм«*«*

2000 4000 вП) WOO IODOO 1XG0 14СГО ют ней" - " Врм«.(см4

Рис.10 Аппроксимация разностей скоростей ПИ СРНС -БИНС

учно-технических MATLAB 6 5

На рисунке 11 отображены результаты анализа статистических свойств выделенных шумовых составляющих Проведенный анализ показывает, что АКФ шумовой составляющей разностей скоростей ПИ СРНС и платформенной ИНС ЗНачи-

тельно лучше аппроксимируется функцией, соответствующей марковскому процессу 2-го порядка (10) чем кривой марковского процесса 1-ю порядка (9) Для случая бес-

■ *

-А1ИФМСМ1—4twAH» «|ЧЧ|Щ|11ИГ||"

• ItHlflIliilllTIIMtW AK#

Проверка гипотез о статистических свойсг-•ах шумового процесса невязок скоростей ПИ СРНС-платАормениая ИНС рис ц

Проверка гипотез о статистически* свойствах шумового процесса невязок скоростей ПИСРНС-бесплатДорменная ИНС

тоду наименьших квадратов приводит к наименьшей ошибке аппроксимации (СКО =

7 10"* м/с), что позволяет предположить для данного типа ИНС применимость моде-

ли марковского процесса 1-го порядка (рис.11)

Таким образом, в ходе проведенного анализа разностей скоростей, измеренных ПИ СРНС и ИНС, выяснено, что исследуемый процесс является стационарным на рабочих интервалах времени случайным процессом, который можно рассматривать как сумму двух процессов: вырожденного (квазидетерминированного) процесса, представляющего синусоиду со случайной фазой, амплитудой порядка 1.1 м/с, периодом колебаний 85 минут, и марковского процесса с СКО порядка 0 04 м/с и временем корреляции порядка 1с.

Выявленные статистические параметры разности векторов скорости ИНС и ПИ СРНС, позволяют сделать вывод о возможности использования величины в качестве объекта наблюдения при реализации комплексной обработки навигационной информации в интегрированной системе ПИ СРНС-ИНС с применением методов опти-

(10)

(9)

лучено соответствующее исследуемому процессу стохастическое дифференциальное уравнение и его векторный эквивалент в форме Коши для дискретного времени со временем дискретизации 14.

На рисунке 12 приведены результаты работы фильтра Калмана, построенного с применением описанной методики. На рисунке изображены дискретные отсчеты, представляющие разности проекций скоростей Ду, измеренных ПИ СРНС и ИНС, а также их оптимальная линейная оценка Ду. Уравнение фильтрации при этом имеет вид

ДУ, = ФАУМ + К,(ДУ,-НФДУ,_,). (12) я> «о где К,-матрица коэффициентов усиления фильтра Калмана, Н-мат-рица измерений (Якоби).

В третьей главе диссертации разрабатывается алгоритм комплексного использования навигационной информации от ПИ СРНС и ИНС с целью контроля целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС.

В качестве диагностических признаков в алгоритме используются компоненты вектора невязок псевдодальностей, определенного в виде

Л1^=1СС-Г1СС. (13)

где РК"С - вектор псевдодальностей, измеренных ПИ С Р Н Ж^е'к тор псевдодальностей, вычисленных на базе информации ИНС с учетом прогнозируемого расхождения координат ПИ СРНС и ИНС в течение времени экстраполяции Д*. Экстраполяция разностей координат на время дискретизации, число отсчетов за время осуществляется путем интегрирования прогнозируемой величины разностей скоростей Ду в разомкнутом фильтре Калмана согласно (11).

В случае, если в векторе компонента превышает порог

д^ =КИ"С -О ши(,/н10.1У+Н10.2),)+*, -т. . (14)

матрица измерений, определенная в местной системе координат КЕН; а^-СКО шумовой составляющей разностей координат, определенных ПИ СРНС и ИНС, то принимается решение о наличии аномального измерения в ] - ом канале ПИ СРНС, и неисправный НКА выводится из решения НЗ

Превышение порога (14) сразу несколькими компонентами вектора

означает сбой в инерциальной системе, поскольку одновременный отказ нескольких НКА рабочего созвездия представляется менее вероятным событием, чем нештатная работа инерциального измерительного блока.

Для выяснения эффективности предложенного алгоритма автономного контроля целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС был разработан прикладной программный комплекс в среде научно - технического матричного программирования MATLAB 6.5 на вычислительной машине типа PC Intel Pentium 4 3.0 ГГц. Данный программный комплекс позволяет моделировать работу всех функций, выполняемых в модуле вторичной обработки ПИ СРНС с учетом действующих шумов измерений псевдодальностей. При этом моделирование рабочего созвездия НКА СРНС ГЛОНАСС и GPS проводится с учетом реально развернутых орбитальных группировок этих навигационных систем. Координаты НКА ГЛОНАСС вычисляются на основе альманаха данной системы, а координаты НКА GPS рассчитываются на основе эфемерид НКА GPS.

а Компоненты щектора невязок AR псеадодалыюстей ПИ СРНС и ИНС

^ 12345678910

Рис.13. Моделирование работы алгоритма мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционировании ИНС (RAIM недоступен)

П WIgtlMIWiOT ж»ш»ГМ

Рис. 14. Моделирование работы алгоритма мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС (отказ ИНС)

Моделирование полета ВС и процесс определения навигационных параметров производится на основе обработки массивов НП ПИ СРНС и ИНС, зарегистрированных в ходе экспериментальных полетов ВС разного типа.

На рисунках 13-14 приведены результаты моделирования алгоритма с помощью разработанного программного комплекса. Рисунок 13 соответствует ситуации, когда базовый алгоритм RAIM недоступен на этапе некатегорированного захода на посадку (HAL=556 м). Тем не менее, как видно из рисунка, предложенный алгоритм совместной обработки навигационных данных, полученных от ПИ СРНС и ИНС, позволяет обнаружить сбой в НКА GPS № 11, смоделированный путем ввода в псевдодальность ошибки величиной 300 м (аномальное измерение в 4-м канале ПИ).

На рисунке 14 смоделирован отказ инерциального измерительного блока. Сбой в ИНС смоделирован путем принудительного изменения координат, полученных от ИНС, на величины м по широте и долготе, соответственно. Как

видно из рисунка, ПИ СРНС работает по созвездию, состоящему из 13 НКА, при этом базовый алгоритм автономного контроля целостности СРНС (RAIM) доступен. Факт группового увеличения компонент в векторе был обнаружен в результате анализа вектора невязок по предложенному алгоритму и было принято решение о нештатной работе ИНС.

Заключение

Диссертация содержит новое решение актуальной научной задачи - разработки методов и средств совместной обработки навигационной информации спутниковых и инерциальных навигационных систем с целью оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

В результате проведенных исследований получены следующие основные научные результаты:

1. Предложен способ для обнаружения аномальных измерений псевдодальностей, используя компоненты вектора невязок, который образуется в результате решения НЗ в ПИ СРНС.

2. Предложен критерий определения возможности исключения аномальной ошибки в измерительных каналах ПИ СРНС для случая нормального распределения компонент вектора невязок.

3. Определено необходимое число избыточных измерений псевдодальностей для обеспечения надежной работы автономного контроля целостности СРНС (RAIM) с учетом требований к точностым характеристикам на разных этапах полета ВС.

4. Установлена зависимость наибольших расчётных значений ошибок определения плановых координат от уровня шумов измерений псевдодальностей при различных значениях избыточности.

5- Предложена схема комплектования ПИ СРНС и ИНС для построения системы мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС на базе существующих АП СРНС и ИНС.

6. На основе анализа экспериментальных НП, зарегистрированных в ходе полетов ВС с разными типами ИНС, установленных на борту получено математического описание расхождений НП ПИ СРНС и ИНС.

7. Предложен метод, позволяющий идентифицировать модель поведения разностей НП, определенных ПИ СРНС и ИНС заданного типа на основе анализа экспериментального полетного материала.

8. Предложен алгоритм совместной обработки навигационной информации ПИ СРНС и ИНС для мониторинга целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС в процессе полета ВС.

9. С целью выяснения эффективности предложенного алгоритма разработан прикладной программный комплекс в среде матричного научно - технического программирования MATLAB 6.5, позволяющий производить полный цикл моделирования работы алгоритма на заданном этапе полета ВС при использовании орбитальных параметров существующих группировок НКА СРНС ГЛОНАСС и GPS, а также экспериментальных навигационных определений ПИ СРНС и ИНС, зарегистрированных в ходе полетов ВС.

Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы:

1. Для обеспечения функции мониторинга целостности СРНС на этапе полета ВС по маршруту рабочее созвездие НКА должно состоять не менее чем из 9-ти спутников GPS и ГЛОНАСС, либо из 8-ми НКА одной из систем.

2. На этапе некатегорированного захода на посадку функция автономного контроля целостности RA1M возможна при проведении измерений по созвездию, состоящему не менее, чем из 10-ти НКА ГЛОНАСС и GPS либо 9-ти спутников одной из систем.

3. Шумы измерения псевдодальностей с СКО порядка 10 м приводят к ухудшению работы алгоритма даже при наличии достаточного числа избыточных измерений псевдодальностей: в особенности это сказывается при высоких геометрических факторах рабочего созвездия НКА. При таких шумах базовый алгоритм RAIM может не обнаружить ошибки в псевдодальностях до 700 м, либо исключение неисправного НКА может быть недоступно ввиду невозможности локализации канала с аномальным измерением при таком уровне шумов.

4. Построение системы оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС возможно без модернизации модуля первичной обработки существующей АП СРНС, занимающего большую часть вычислительного цикла процессора ПИ. Таким образом, комплексирование ПИ СРНС с ИНС для решения задачи оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС воз-

можно по слабосвязанной схеме, согласно которой модернизации подвергается блок вторичной обработки ПИ СРНС. При этом сам алгоритм мониторинга может включать принципы сильносвязанного интегрированного в части вычисления прогнозируемых значений псевдодальностей на основе навигационных определений ИНС.

5. Разность скоростей, определяемых ПИ СРНС и ИНС представляет стационарный на рабочих интервалах времени случайный процесс, который можно рассматривать как сумму двух процессов: вырожденного (квазидетерминированного) процесса, представляющего синусоиду со случайной фазой и шумового процесса, который может быть описан марковской моделью.

6. Комплексная обработка навигационной информации ПИ СРНС и ИНС в системе оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС может быть осуществлена методами оптимальной линейной фильтрации. В качестве объекта наблюдения возможно использование разностей скоростей, полученных от ПИ СРНС и ИНС

7. Математическое описание невязок скоростей ПИ СРНС - ИНС, полученное в результате анализа экспериментального полетного материала по предложенному методу, позволяет осуществлять прогнозирование величины расхождения скоростей рассматриваемых навигационных датчиков, что позволяет сформировать диагностические признаки для оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

8. В результате параллельной работы базового алгоритма автономного контроля целостности СРНС (RAIM) и алгоритма совместной обработки НП, полученных от ПИ СРНС и ИНС, появляется возможность повысить надежность функции оценки целостности СРНС и осуществлять контроль правильности функционирования ИНС непосредственно в процессе полета ВС. Совместная обработка информации по предложенному алгоритму позволяет обеспечить непрерывность функции оценки целостности СРНС в случаях, когда базовый алгоритм RAIM недоступен, а также в отсутствие избыточных измерений.

9. В качестве диагностических признаков для решения задачи мониторинга целостности СРНС и ответа на вопрос о правильности функционирования ИНС в ходе полета ВС возможно использование компонент вектора невязок, представляющего разность псевдодальностей до НКА рабочего созвездия, измеренных ПИ СРНС и вычисленных на базе информации ИНС с учетом прогнозируемого "ухода" ИНС данного типа по координатам в течение заданного интервала экстраполяции.

10. Предложенный алгоритм позволяет обнаружить малые скачки фазы дальномерной псевдослучайной кодовой последовательности, которые приводят к ошибкам по псевдодальностям порядка 300 м, что невозможно в случае базового алгоритма ИЛШ.

Основные публикации по теме диссертации

1. Д.М.Сурков. Анализ применения интегрированных навигационных систем ОР8/ИНС в авиации. Научный вестник МГТУ ГА. Серия Радиофизика и радиотехника, № 62,2003 г. с. 88-93.

2. Д.М.Сурков. Алгоритм слабосвязанного комплексирования СРНС с ИНС. Научный вестник МГТУ ГА. Там же, с.94-99.

3. И.Е.Кинкулькин, В.Д.Рубцов, Д.М. Сурков. Контроль целостности интегрированной навигационной системы СРНС-ИНС. Новости навигации, №2 2003, Москва, с.12-20.

4. Сурков Д.М. Анализ алгоритма функционального контроля целостности СРНС (ИЛ1М) методом компьютерного моделирования. Научный вестник МГТУ ГА. Серия Радиофизика и радиотехника, № 76,2004 г., с. 60-65.

5. Сурков Д.М. Алгоритм функционального контроля работоспособности комплекса ИНС-СРНС. Там же, с. 66-71.

6. Сурков Д.М. Совместный анализ полетных навигационных данных СРНС и ИНС. Научный вестник МГТУ ГА. Серия Радиофизика и радиотехника, № 79, 2004 г., с. 79-84.

7. Сурков Д.М. Анализ эффективности алгоритма оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС методом компьютерного моделирования. Там же, с. 85-92.

8. Особенности фазовых измерений в СРНС при реализации относительного режима навигационных определений. Серия Радиофизика и радиотехника, № 36, 2001 г., с.216-222.

9. Сурков Д.М. Улучшение работы АЛ СРНС при комплексировании с ИНС по сильносвязанной схеме. МНТК «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества». Тезисы докладов МНТК. - МГТУ ГА, 2003 г., с. 115.

10. Сурков Д.М. Анализ эффективности слабосвязанной схемы комплексирования спутниковых и инерциальных навигационных систем при решении задачи навигации ВС.Тамже, с.126.

П.Сурков Д.М., Карюкин Г.Е. Возможные пути применения дифференциального режима с использованием относительных координат для решения захода и посадки ВС. МНТК «ГА на рубеже веков». Тезисы докладов МНТК. - МГТУ ГА, 2001 г., с. 15 8.

\ Подписано в печать 5.04.04 г. Печать офсетная Формат 60x84/16 1,25 уч.-изд. л.

1,16усл.печ.л._Заказ № 1189/ ///¿> Тираж 100 экз.

Московский государственный технический университет ГА 125993 Москва, Кронштадтский бульвар, д.20 Редакционно-издательский отдел 125493 Москва, ул. Пулковская, д.ба

О Московский государственный > технический университет ГА, 2004

Введение.

1. Анализ автономного контоля целостности спутниковых навигационных систем при решении задачи навигации ВС.

1.1.Алгоритм мониторинга целостности СРНС вРБ иГЛОНАСС (ЯА1М).

1.2.Анализ алгоритма мониторинга целостности СРНС методом компьютерного моделирования.

Настоящая работа посвящена исследованию методов совместной обработки навигационных данных, полученных от приемоиндикатора сигналов спутниковых радионавигационных систем и систем инерциальной навигации с целью повышения надежности автономного контроля целостности спутниковой навигационной системы и проверки правильности функционирования инерциальной навигационной системы в условиях полета воздушного судна.

Актуальность работы. Современные среднеорбитальные спутниковые радионавигационные системы (СРНС) ГЛОНАСС и GPS являются основной навигационной системой на этапах полета воздушного судна (ВС) над океаном и по маршруту для большинства авиационных пользователей. СРНС обладают высокой доступностью проведения высокоточных навигационных определений (НО), однако, для использования информации СРНС на этапе неточного захода на посадку необходимым требованием является доступность функции автономного контроля целостности СРНС. Обнаружение аномальных измерений псевдодальностей и исключение их из решения навигационной задачи, основанное на избыточности измерений по отношению к числу оцениваемых параметров может не обеспечивать доступности функции оценки целостности системы на этапах полета по маршруту и неточном заходе на посадку [5,17].

Требования к работе автономного контроля целостности сформулированы в основных руководящих документах КТ-34-01 [1], SARPS [2] и RTCA (DO-229 В/С) [3] для разных этапов полета. Согласно указанным стандартам, спутниковый приемоиндикатор должен формировать контрольные параметры, позволяющие сделать вывод о выдерживании требований к целостности навигационной системы для данной фазы полета ВС и выдавать предупредительные сигналы. При полете над океаном и по маршруту, допустимые уровни ошибок определения координат достаточно высоки, что может способствовать применению СРНС в качестве основного средства навигации. При неточном заходе на посадку требования к целостности значительно повышаются, и контрольные параметры, вычисляемые алгоритмом встроенного мониторинга, могут превысить предельные уровни ошибок, определенные стандартами для текущей фазы полета ВС, что приведет к потере доступности функции оценки целостности СРНС.

Качество работы алгоритма автономного контроля целостности СРНС (RAIM) помимо необходимости достаточной избыточности измерений определяется также текущим взаимным расположением навигационных космических аппаратов (НКЛ) рабочего созвездия и антенны приемоиндикатора (геометрией созвездия НКЛ), а также шумами измерения псевдодальностей [4]. Потеря функции оценки целостности СРНС может возникать при недостаточной избыточности измерений, при неблагоприятной взаимной геометрии рабочего созвездия НКА и ВС и высоких шумах измерений. Ситуации, при которых функция оценки целостности СРНС недоступна, характеризуются как "пробелы" RAIM [16].

Пробел RAIM может наблюдаться, к примеру, вследствие недостаточной избыточности и, следовательно, плохой геометрии созвездия НКА при необходимости работы приемоиндикатора по системе ГЛОНАСС в условиях не полностью развернутой орбитальной группировки, что имеет место в настоящее время. При орбитальной группировке GPS, состоящей из 28-ми НКА, в отдельных районах могут также наблюдаться пробелы RAIM на этапах полета по маршруту и при неточном заходе на посадку. К примеру, при видимом созвездии, состоящем из 8-ми НКА GPS на этапе неточного захода на посадку и при отсутствии в заданном районе функционального дополнения СРНС - широкозонной дифференциальной подсистемы встроенный контроль целостности навигационной функции приемоиндикатора может быть недоступен при хорошем геометрическом факторе и низком уровне шумов измерений псевдодальностей, соответствующим стандартной точности измерений.

Низкий уровень сигналов НКА СРНС приводит к малой помехоустойчивости, что делает систему уязвимой к преднамеренным и непреднамеренным помеховым воздействия. Вследствие этого нельзя не учитывать возможные срывы сопровождения сигналов отдельных НКА видимого созвездия в условиях неблагоприятной помеховой обстановки, что может привести к потере функции встроенного контроля целостности системы.

Помимо использования функциональных дополнений СРНС значительно улучшить работу встроенного мониторинга системы возможно за счет использования избыточных измерений других бортовых навигационных систем и в первую очередь инерциальной навигационной системы (ИНС).

При этом решаются следующие задачи автономного контроля целостности СРНС [31]:

- исключение пробелов 11А1М при работе по сигналам только одной СРНС, в частности, как уже было отмечено выше, системы ГЛО-НАСС;

- обеспечение непрерывности оценки целостности СРНС на этапах полета воздушного судна, при которых базовый алгоритм 11А1М недоступен;

- компенсация ухудшения мониторинга в тех районах, где не могут быть использованы локальные и широкозонные дифференциальные подсистемы СРНС;

- обнаружение и исключение малых скачков радионавигационных параметров (фазы кода и фазы несущей сигнала СРНС), позволяющее своевременно обнаруживать небольшие ошибки определения координат, что положительно скажется на точности НО в целом.

Поискам алгоритмов мониторинга целостности спутниковой навигационной системы с использованием навигационной информации ИНС посвящен ряд работ, к примеру [5, 17, 23-25]. Однако предложенные в этих работах подходы к разработке мониторинга целостности в интегрированных системах СРНС - ИНС не предусматривают оценки работы ИНС с точки зрения правильности ее функционирования. Поскольку в состав данных, поступающих в навигационный комплекс ВС, входит информация от инерциальных систем, установленных на борту, существует необходимость оценки достоверности НО ИНС.

В настоящей работе рассматриваются вопросы создания системы контроля целостности интегрированного комплекса СРНС - ИНС, позволяющей проводить обнаружение, локализацию и исключение аномальных измерений в приемоиндикаторе СРНС, вызванных сбоями в НКА, а также осуществлять функциональное диагностирование ИНС на борту ВС с целью исключения НО, произведенных при неисправной ИНС, путем совместной обработки текущих полетных навигационных данных рассматриваемых навигационных систем.

Из изложенного можно сделать вывод об актуальности проведения исследований по теме диссертации.

Цель и задачи исследований. Целью диссертационной работы является разработка методов и средств обеспечения функции контроля целостности СРНС и функционального диагностирования ИНС при совместном использовании информации указанных навигационных систем в условиях полета ВС.

Для достижения поставленной цели было необходимо решение следующих основных задач:

1. Анализ факторов, влияющих на качество работы функции автономного мониторинга целостности СРНС;

2. Анализ возможных путей повышения надежности функции оценки целостности СРНС;

3. Совместный анализ полетных навигационных данных СРНС и ИНС с целью разработки экспериментальной модели, описывающей поведение ИНС;

4. Разработка принципов построения алгоритма контроля целостности СРНС и функционального диагностирования работоспособности ИНС при совместной обработке навигационных данных;

5. Анализ эффективности разработанных алгоритмов методами компьютерного моделирования.

Методы исследований. При решении перечисленных задач были использованы прикладные методы теории вероятностей и теории случайных процессов, аппарат линейной алгебры, методы сплайновой и кусочно-линейной аппроксимации, методы теории оптимального оценивания, а также методы экспериментальных исследований и математического моделирования.

Научная новизна работы. Научная новизна диссертационной работы состоит в том, что в ней впервые проведен системный анализ методов автономного контроля целостности СРНС, в том числе интегрированных навигационных систем СРНС — ИНС.

В диссертации получены следующие основные результаты:

- проведен анализ алгоритма автономного контроля целостности методами компьютерного моделирования для выяснения его эффективности на разных этапах полета ВС и при различных геометрических конфигурациях рабочих созвездий НКА;

- получены обобщенные статистические параметры экспериментальных НО приемоиндикатора СРНС и ИНС разных типов, зарегистрированных в ходе полетов ВС;

- разработана методика, позволяющая по экспериментальным полетным данным определить параметры оптимального фильтра навигационных параметров движения ВС в интегрированной системе СРНС - ИНС;

- предложен алгоритм автономного мониторинга целостности СРНС и функционального диагностирования ИНС;

- проведен анализ эффективности разработанных алгоритмов оценки целостности комплекса СРНС - ИНС.

На защиту выносятся:

1. Результаты математического моделирования базового алгоритма автономного контроля целостности СРНС;

2. Результаты исследований данных экспериментальных полетных НО СРНС и ИНС;

3. Методы построения фильтра оптимальной оценки навигационных параметров интегрированной системы СРНС - ИНС;

4. Методы повышения надежности автономного контроля целостности СРНС и функционального диагностирования ИНС;

5. Рекомендации по построению системы контроля целостности комплекса СРНС - ИНС.

Практическая значимость работы состоит в том, что полученные в ней результаты могут быть использованы службами эксплуатации авиационной техники и разработчиками навигационной аппаратуры, поскольку позволяют:

- использовать разработанные методики для анализа экспериментальных полетных навигационных данных приемоиндикатора СРНС и ИНС разных типов с целью построения математической модели поведения разностей навигационных параметров СРНС - ИНС;

- на базе экспериментальных полетных данных приемоиндикатора СРНС и ИНС разных типов получать параметры оптимального фильтра для интеграции рассматриваемых навигационных датчиков как на уровне координатной информации, так и на уровне первичной обработки в области псевдодальностей;

- использовать предложенные алгоритмы для создания систем автономного контроля целостности комплекса, состоящего из приемоиндикатора СРНС и ИНС заданного типа.

Внедрение результатов. Основные результаты внедрены в Московском конструкторском бюро "КОМПАС" и в МГТУ ГА, что подтверждено соответствующими актами.

Апробация результатов. Материалы диссертации докладывались и обсуждались: на Международных научно - технических конференциях "Авиация на рубеже веков", май 2001 года, МГТУ ГА и "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества", апрель 2003 года, МГТУ ГА; на собрании Центрального регионального отделения Российского института навигации "Федеральная целевая программа "Глобальная навигационная система" и проблемы повышения достоверности спутниковой информации", 2003 г.; на научно-техническом семинаре "Концепция создания интегрированного оборудования навигации, посадки, связи и наблюдения", МГТУ ГА и МКБ "КОМПАС", 2000 г.

Публикация результатов. Основные результаты диссертации опубликованы в 8 статьях и 3 тезисах докладов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения, списка использованных источников и приложения. Основная часть диссертации содержит 122 страниц текста, 76 рисунков, 14 таблиц и библиографию из 39 наименований. Общий объем работы 130 страниц.

Основные результаты, полученные в главе 3, состоят в следующем:

1. Предложен алгоритм совместной обработки навигационных данных ПИ СРНС и ИНС для мониторинга целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС в процессе полета ВС.

2. С целью выяснения эффективности предложенного алгоритма разработан прикладной программный комплекс в среде матричного научно - технического программирования MATLAB 6.5, позволяющий производить полный цикл моделирования работы алгоритма на заданном этапе полета ВС при использовании орбитальных параметров существующих группировок НКА СРНС ГЛОНАСС и GPS, а также экспериментальных навигационных определений ПИ СРНС и ИНС, зарегистрированных в ходе полетов ВС.

3. В рамках разработанного алгоритма совместной обработки навигационной информации ПИ СРНС и ИНС предложена концепция мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

4. Проведено моделирование различных ситуаций с точки зрения оценки целостности СРНС и правильности функционирования ИНС на разных этапах полета ВС и при различных рабочих созвездиях НКА.

На основании результатов, полученных в главе 3, можно сделать следующие выводы:

1. В результате параллельной работы базового алгоритма автономного контроля целостности СРНС RAIM и алгоритма совместной обработки навигационных данных ПИ СРНС и ИНС появляется возможность повысить надежность функции оценки целостности СРНС и осуществлять контроль правильности функционирования ИНС непосредственно в процессе полета ВС. Совместная обработка информации по предложенному алгоритму позволяет обеспечить непрерывность функции оценки целостности СРНС в случаях, когда базовый алгоритм RAIM недоступен, а также в отсутствие избыточных измерений, когда число измеренных псевдодальностей равно числу оцениваемых параметров.

2. В качестве диагностических признаков для решения задачи мониторинга целостности СРНС и ответа на вопрос о правильности функционирования ИНС в ходе полета ВС возможно использование компонент вектора невязок, представляющего собой разность псевдодальностей до НКА рабочего созвездия, измеренных ПИ СРНС и вычисленных на базе навигационных определений ИНС с учетом прогнозируемого "ухода" ИНС данного типа по координатам в течение заданного интервала экстраполяции.

3. Превышение порога, рассчитанного с учетом заданной вероятности ложной тревоги, одной из компонент вектора невязок позволяет принять решение о наличии аномальной псевдодальности в измерительном канале ПИ СРНС, соответствующем данной компоненте.

4. Превышение порога сразу несколькими компонентами вектора невязок означает сбой инерциального измерительного блока.

5. В случае, если доступны измерения бортового барометрического высотомера или радиовысотомера предложенный алгоритм позволяет произвести обнаружение, локализацию и исключение аномального измерения в такой неблагоприятной ситуации как оценка вектора состояния по измерениям 4-х НКА. При этом решение навигационной задачи в ПИ СРНС будет осуществляться с оценкой трех параметров: горизонтальных координат и поправки рассинхронизации бортовых шкал времени.

6. Предложенный алгоритм позволяет обнаружить малые скачки фазы даль-номерной псевдослучайной кодовой последовательности, которые приводят к ошибкам по псевдодальностям порядка 300 м, что невозможно в случае базового алгоритма RAIM.

Научные результаты, полученные в главе 3, изложены в работах автора [34,35].

Заключение

Диссертация содержит новое решение актуальной научной задачи разработки методов и средств совместной обработки навигационной информации спутниковых и инерциальных навигационных систем с целью оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

В результате проведенных исследований получены следующие основные научные результаты:

1. Разработан программно - математический комплекс, позволяющий проводить моделирование автономного контроля целостности СРНС с использованием реальных орбитальных группировок навигационных систем ГЛОНАСС и GPS.

2. Показана возможность использования компонент вектора невязок между измеренными и расчетными значениями псевдодалыюстей в качестве диагностических признаков для обнаружения аномального измерения в канал ПИ.

3. Предложен критерий определения возможности исключения аномальной ошибки в измерительных каналах ПИ СРНС для случая нормального распределения компонент вектора невязок.

4. Определено необходимое число избыточных измерений псевдодальностей для обеспечения надежной работы автономного контроля целостности СРНС на разных этапах полета ВС.

5. Установлена зависимость наибольших расчётных значений ошибок определения плановых координат (HPL) от уровня шумов измерений псевдодальностей при различных значениях избыточности.

6. Проведен сравнительный анализ схем комплексирования ПИ СРНС и ИНС с точки зрения их практической реализации в существующих ПИ СРНС для построения системы мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

7. С целью получения математического описания разностей навигационных параметров ПИ СРНС и ИНС проведен совместный анализ экспериментальных навигационных определений, зарегистрированных в ходе полетов ВС с разными типами ИНС, установленных на борту.

8. Предложен метод, позволяющий идентифицировать модель поведения разностей НП, определенных ПИ СРНС и ИНС заданного типа на основе анализа экспериментального полетного материала.

9. Предложен алгоритм совместной обработки навигационных данных, по* лученных от ПИ СРНС и ИНС для мониторинга целостности СРНС и оценки правильности функционирования ИНС в процессе полета ВС.

10.С целью выяснения эффективности предложенного алгоритма разработан прикладной программный комплекс в среде матричного научно - технического программирования MATLAB 6.5, позволяющий производить полный цикл моделирования работы алгоритма на заданном этапе полета ВС с использованием орбитальных параметров существующих группировок НКА СРНС ГЛОНАСС и GPS, а также экспериментальных навигационных определений по ПИ СРНС и ИНС, зарегистрированных в ходе полетов ВС.

11.В рамках разработанного алгоритма совместной обработки навигационной информации ПИ СРНС и ИНС предложена концепция мониторинга целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС.

12.Проведено моделирование различных ситуаций с точки зрения оценки целостности СРНС и правильности функционирования ИНС на разных этапах полета ВС и при различной конфигурации рабочих созвездий НКА.

Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы:

1. Надежное функционирование алгоритма RAIM в ПИ СРНС возможно только при наличии определенного избыточного числа доступных НКА по сравнению с числом оцениваемых параметров, что при существующих орбитальных группировках НКА ГЛОНАСС и GPS не всегда обеспечивается.

2. Для обеспечения функции мониторинга целостности СРНС на этапе полета ВС по маршруту рабочее созвездие НКА должно состоять не менее чем из 9-ти спутников GPS и ГЛОНАСС, либо из 8-ми НКА одной из систем. в В том и другом случае значение избыточности равно 4-м, поскольку при измерениях псевдодальностей одновременно по сигналам НКА GPS и ГЛОНАСС число оцениваемых параметров равно 5-ти, что связано с необходимостью оценки расхождения бортовых шкал времени ГЛОНАСС и GPS.

3. На этапе неточного захода на посадку функция автономного контроля целостности RAIM возможна при проведении измерений по созвездию, состоящему не менее, чем из 10-ти НКА ГЛОНАСС и GPS либо 9-ти НКА одной из систем, что означает наличие избыточности, равной 5-ти.

4. Шумы измерения псевдодальностей с СКО порядка 10 м приводят к ухудшению работы алгоритма даже при наличии достаточного числа избыточных измерений псевдодальностей. В особенности это сказывается при высоких геометрических факторах рабочего созвездия НКА. При таких шумах базовый алгоритм RAIM может не обнаружить ошибки в псевдодальностях до 700 м, либо исключение неисправного НКА может не происходить ввиду невозможности локализации канала с аномальным измерением при таком уровне шумов, сопровождающих процесс измерения псевдодальностей.

5. Построение системы оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС с точки зрения доработки существующей аппаратуры СРНС возможно без модернизации модуля первичной обработки существующей АП СРНС, занимающего большую часть вычислительного цикла процессора ПИ. Таким образом, комплексирование ПИ СРНС с ИНС для решения задачи оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС возможно по слабосвязанной схеме, согласно которой модернизации подвергается блок вторичной обработки ПИ СРНС. При этом сам алгоритм мониторинга может включать принципы сильносвязанного интегрированного в части вычисления прогнозируемых значений псевдодальностей на основе навигационных определений ИНС.

6. Разность навигационных параметров ПИ СРНС и ИНС по скорости Av представляет собой стационарный на рабочих интервалах времени случайный процесс, который можно рассматривать как сумму двух процессов: вырожденного (квазидетерминированного) процесса, представляющего собой синусоиду со случайной фазой и амплитудой порядка 1.1 м/с, периодом колебаний 85 минут, и шумового процесса. Данный шумовой процесс является марковским процессом, имеющим время корреляции порядка 1 с и дисперсию ~ 0.0016л*2 /с2для платформенных ИНС типа И-21 и ~4х10~4л*2/с2для бесплатформенных лазерных ИНС типа LITTON-100. Выявленные статистические параметры разности скоростей, определенных в ПИ СРНС и ИНС, позволяют также сделать вывод о возможности использования величины Av в качестве объекта наблюдения для построения комплексирующего фильтра в системе оценки целостности СРНС и контроля правильности функционирования ИНС, используя методы оптимальной линейной фильтрации.

7. Математическое описание невязок скоростей, определенных в ПИ СРНС и ИНС, полученное в результате анализа экспериментального полетного материала по предложенной методике, позволяет осуществлять прогнозирование величины Ду на интервал времени до 5 минут. Это делает возможным оценку расхождения координат, ПИ СРНС и ИНС для расчета ожидаемых невязок по псевдодальностям, измеренными ПИ СРНС и вычисленными на основе навигационных определений ИНС.

8. В результате параллельной работы базового алгоритма автономного контроля целостности СРНС ЯА1М и алгоритма совместной обработки навигационных данных ПИ СРНС и ИНС появляется возможность повысить надежность функции оценки целостности СРНС и осуществлять контроль правильности функционирования ИНС непосредственно в процессе полета ВС. Совместная обработка информации по предложенному алгоритму позволяет обеспечить непрерывность функции оценки целостности СРНС в случаях, когда базовый алгоритм ИА1М недоступен, а также в отсутствие избыточных измерений, когда измеренных псевдодальностей равно числу оцениваемых параметров.

9. В качестве диагностических признаков для решения задачи мониторинга целостности СРНС и ответа на вопрос о правильности функционирования ИНС в ходе полета ВС возможно использование компонент вектора невязок, представляющего собой разность псевдодальностей до НКА рабочего созвездия, измеренных в ПИ СРНС и вычисленных на базе навигационных определений ИНС с учетом прогнозируемого "ухода" ИНС данного типа по координатам в течение заданного интервала экстраполяции.

Ю.Превышение порога, рассчитанного с учетом заданной вероятности ложной тревоги, одной из компонент вектора невязок позволяет принять решение о наличии аномальной псевдодальности в измерительном канале ПИ СРНС, соответствующем данной компоненте.

11.Превышение порога сразу несколькими компонентами вектора невязок означает сбой инерциального измерительного блока.

12.В случае, если доступны измерения бортового барометрического высотомера или радиовысотомера предложенный алгоритм позволяет произвести обнаружение, локализацию и исключение аномального измерения в такой неблагоприятной ситуации как оценка вектора состояния по измерениям 4-х НКА. При этом решение навигационной задачи в ПИ СРНС будет осуществляться с оценкой трех параметров: горизонтальных координат и поправки рассинхронизации бортовых шкал времени. 13.Предложенный алгоритм позволяет обнаружить малые скачки фазы даль-номерной псевдослучайной кодовой последовательности, которые приводят к ошибкам по псевдодальностям порядка 300 м, что невозможно в случае базового алгоритма ЯА1М.

1. Межгосударственный авиационный комитет. Квалификационные требования КТ-34-01 "Бортовое оборудование спутниковой навигации", 2001 г.

2. SARPS ICAO для глобальной спутниковой навигационной системы. 1999 г.

3. Minimum Operational Performance Standards GPS/WAAS Airborne Equipment. RTCA/DO-229B/C.

4. D. Kinkulkin. Fault Detection, Isolation and Correction in GPS/GLONASS Receivers. Ashtech Moscow Development Center. In: ION GPS - 97 Proceedings, p.459.

5. Dr. John Diesel and Sherry Luu. GPS/IRS AIME: Calculation of Thresholds and Protection Radius Using Chi-Square Methods, ION GPS 1995, September 1995, Palm Springs, CA.

6. Gilbert Strang. Linear Algebra, Geodesy, and GPS. Wellesley-Cambridge Press, 1997.

7. Г. Ван Трис. Теория обнаружения, оценок и модуляции. Москва, "Советское радио", 1972.

8. Б.Р. Левин. Теоретические основы статистической радиотехники, Т 1. "Советское Радио", 1969.

9. GPS Interface control document ICD-GPS-200, 2000.

10. Интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС. Редакция 5.0, 2002.

11. Е.Г. Харин. Комплексная обработка информации навигационных систем летательных аппаратов. М.: Издательство МАИ, 2002.М.

12. National Imagery and mapping agency. World Geodetic System 1984, 2000.

13. Cox D.B. Integration of GPS with inertial navigation systems. Navigation, 1978 r.

14. Cannon M. E. (1991). Airborne GPS/INS with an application to aerotriangula-tion, Ph.D. dissertation, Department of Surveying Engineering , The University of Calgary.

15. M. Wei and K. P. Schwarz, A Strapdawn Inertial Algorithm Using an Earth-Fixed Cartesian Frame,. Navigation, Vol. 37, No. 2, 1990, pp. 153-67.

16. Dr. Young C. Lee. A Performance Analysis of a Tightly Coupled GPS/Inertial System for Two Integrity Monitoring Methods, ION GPS 1999, 11-14 September 2001, Salt Lake City, UT.17