автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.01, диссертация на тему:Исследование точности работы навигационной системы при автоматической посадке гражданского самолета на необорудованный аэродром

На правах рукописи

ХЮН ЕН МОК

ИССЛЕДОВАНИЕ ТОЧНОСТИ РАБОТЫ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ ПРИ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКЕ ГРАЖДАНСКОГО САМОЛЕТА НА НЕОБОРУДОВАННЫЙ АЭРОДРОМ

Специальность 05.13.01 Системный анализ, управление и обработка информации (авиационная и ракетно-космическая техника)

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2004 г.

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете), МАИ.

Научный руководитель: кандидат технических наук, доцент

Ким Николай Владимирович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Желтов Сергей Юрьевич кандидат технических наук, Лапин Валерий Юрьевич

Ведущая организация: Московский институт электромеханики и автоматики, г. Москва

Защита состоится "_"_2004 г. в_часов на заседании

диссертационного совета Д 212.125.12 в Московском авиационном институте (государственном техническом университете), МАИ по адресу: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, дом 4.

Отзывы в двух экземплярах, заверенные гербовой печатью, просьба высылать по адресу института: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

Автореферат разослан

11 " НсЯдп

■¿/IX

2004 г.

Ученый секретарь,

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы.

Посадка самолета является одной из наиболее важных и сложных задач самолетовождения. Из-за сложности и опасности этого этапа в процессе захода на посадку происходит около половины всех авиакатастроф. Быстротечность режимов посадки и неизбежный дефицит времени на принятие решения повышает нервно-психологическую нагрузку летчика, что в ряде случаев приводит к появлению ошибок летчика и снижению уровня безопасности полета. Поэтому даже при нормальных метеоусловиях выполнять успешную посадку может только опытный летчик.

Реализация режима автоматической посадки самолета позволит не только обеспечить выполнение полетов независимо от погодных условий, но и повысить степень безопасности полета, поскольку автоматизация уменьшает вероятность возникновения субъективных ошибок летчика во время принятия решения и выполнения управляющих действий. Следует также отметить важность реализации режима автоматической посадки в аварийных ситуациях, когда, например, пилот не в состоянии управлять самолетом.

Существует ряд методов, при помощи которых во время посадки можно определять навигационные параметры самолета. Однако, эти методы либо неавтономны, т.е. требуют наличия связи со вспомогательными системами, находящимися на Земле, либо автономны, но требуют особых условий для выполнения необходимых операций по определению навигационных параметров. К первым относятся радиомаячные системы посадки, ко вторым - автономные навигационные системы. Естественно, что полностью автономные методы определения навигационных параметров были бы наиболее целесообразны. В последнее время особенно большое внимание стали уделять развитию таких автономных навигационных систем (НС). В частности, в ряде работ рассматриваются структуры навигационных систем, основанных на инерциальных навигационных системах (ИНС), с использованием систем наблюдения (СН) земной поверхности, например, рассмотрен следующий вариант структуры навигационной системы: ИНС, GPS-приемник, радиовысотомер, С.Н. Показано, что данные структуры позволяют повысить точность навигационных измерений и могут быть использованы при автоматической посадке самолета. В то же время в этих работах не рассматривается ряд важных вопросов, например, таких как:

• оценка потенциальной точности работы подобных навигационных систем в режиме автоматической посадки гражданского самолета на аэродром, необорудованный радиомаячными системами;

• соответствие точности навигационной системы регламентированной точности категорированной посадки.

Практическая важность и недостаточная теоретическая проработка перечисленных проблем определили исследований.

Цель работы

Основной целью исследований является оценка потенциальной точности работы навигационной системы в режиме автоматической посадки гражданского самолета на аэродром, не оборудованный радиомаячными системами в соответствии с регламентированными точностями категорированной посадки.

В результате исследований должны быть определены:

требования к НС, включающей ИНС, GPS-приемник, радиовысотомер, СН, позволяющие обеспечить посадку самолета на необорудованный аэродром в дневное время суток;

категории автоматической посадки, которые потенциально позволяет обеспечить рассматриваемая НС.

Методы исследования.

В работе использованы методы математического моделирования, теории вероятностей, математической статистики, компьютерного зрения.

Научная новизна работы состоит в следующем:

1. Разработана методика исследования точности работы НС, включающую ИНС, GPS-приемник, радиовысотомер (РВ) и систему наблюдения (СН). Методика основана на математическом моделировании процесса посадки самолета и сравнении получаемых оценок параметров полета с фактическими.

2. Разработана методика определения требований к НС, обеспечивающих автоматическую посадку, включающая:

оценку возможности измерения навигационных параметров полета самолета с заданной точностью;

определение требований к алгоритмам вычисления навигационных параметров.

3. Показано, что при определенных условиях рассматриваемый вариант НС потенциально позволяет обеспечить посадку самолета в дневное время суток:

в боковом направлении - в соответствии с категорией III;

в вертикальном направлении - в соответствии с категориями I и П.

Достоверность результатов.

Достоверность результатов, полученных в работе, подтверждается сопоставлением полученных данных с результатами исследований других авторов, математическим моделированием процесса посадки (около 3500 реализаций), математическим и полунатурным моделированием процесса измерений навигационных параметров.

Практическая ценность.

Практическая ценность результатов работы заключается в том, что определены требования к характеристикам НС, которые позволяют повысить безопасность процесса посадки самолета и показана возможность использования для этой цели рассматриваемого состава аппаратуры, структуры и алгоритмов навигационной системы.

Апробация работы и публикации.

Основные результаты диссертационной работы доложены и обсуждены на Международной конференции «иКС-2002», г. Сеул, Республика Корея, 2002 г., XII Международном научно-техническом семинаре «Труды», г. Алушта, Украина, 2003 г., Международной конференции «Авиация и космонавтика-2003», г. Москва, Россия, МАИ, 2003 г., Научной конференции «Содружество», г. Москва, Россия, 2003 г., 16-ом Симпозиуме №АС по автоматическому управлению в аэрокосмических системах, Санкт-Петербург, Россия, 2004 г. и на научно-технических семинарах кафедры 704 МАИ в 2002 - 2004 г.

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы. Работа изложена на 124 страницах машинописного текста, содержит 27 рисунков, 18 таблиц и 60 наименований литературных источников.

К защите представляются следующие основные положения работы:

1. Модели подсистем НС, включающей ИНС, радиовысотомер (РВ), ОР8-приемник и систему наблюдения.

2. Методика исследования точности работы НС, основанная на математическом моделировании режима посадки самолета и сравнении оценок и фактических параметров полета самолета.

3. Методика определения требований к НС, обеспечивающих автоматическую посадку, включающая:

оценку возможности оценки навигационных параметров полета самолета с заданной точностью;

определение требований к алгоритмам оценивания навигационных параметров.

4. Результаты исследования работоспособности рассматриваемой НС (моделирование более 3500 реализаций процесса посадки), показывающие, что при определенных условиях рассматриваемый вариант НС потенциально позволяет обеспечить посадку самолета в дневное время суток:

в боковом направлении - в соответствии с категорией III;

в вертикальном направлении - в соответствии с категориями I и И.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы, изложены цель работы и основные задачи исследования, проводится анализ литературы, дается общая характеристика работы.

В первой главе диссертации анализируются требования к точности автоматической посадки гражданского самолета (в дальнейшем ЛА), и рассматривается известный вариант построения навигационной системы с использованием ИНС, спутниковой системы навигации (СНС), радиовысотомера и системы наблюдения. Предлагается методика исследования точности работы НС.

Требования к точности посадочного оборудования (таблица 1) определяются федеральным навигационным планом (Federal Aviation Administration, FAA) США из соображений безопасности размерами зоны предпосадочного маневра - участка пространства, сужающегося по мере уменьшения расстояния до взлетно-посадочной полосы (ВПП). Ширина этого участка у среднего маркерного радиомаяка (примерно 1000 м от начала ВПП) не более ± 100 м относительно оси ВПП. Размеры зоны в вертикальной плоскости выбирают из условия безопасного пролета при заходе самолета на посадку. Заданная (опорная) траектория движения самолета лежит в центральной части зоны и совпадает с положениями номинальных линий курса и глиссады.

Таблица 1 Требования федерального навигационного плана (FAA) США к точности посадочного оборудования

Категория посадки Высота* (h) [м] Требуемая точность по отклонению [м]

Боковому Вертикальному

I 30 ±9,1 ±3,0

II 15 ±4,6 ±1,4

III 2,4 ±4,1 ±0,4

'Высота над земной поверхностью, для которой регламентирована точность.

В требованиях к точности посадочного оборудования определяются категории регламентированной точности в зависимости от высоты над земной поверхностью; каждая категория включает в себя боковую и вертикальную требуемую точность по отклонению. Исходным является положение, что для автоматической посадки точность навигационной системы должны быть не меньше требуемой точности посадочного оборудования.

Рассмотренные выше категории регламентированной точности в зависимости от высоты принимается в качестве критерия для оценки характеристик предлагаемого алгоритма автоматической посадки самолета (в дальнейшем, летательного аппарата).

Будем считать, что НС работоспособна, если она может обеспечить навигационные измерения с требуемой точностью в соответствии с данными

таблицы 1

где h - высота полета ЛА, К - индекс категории посадки, Ст] , Ст], -среднеквадратические отклонения (СКО) фактических измерений положения ЛА в боковом и вертикальном направлениях.

Выполнение условий (1) является необходимым для обеспечения категорированной посадки.

Рассматриваемая структура НС общеизвестна и строится на базе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), играющей главную роль в создании НС, работа которой не зависит от внешних источников информации. В то же время известно, что с течением времени ошибки БИНС увеличиваются по причине систематических ошибок акселерометров, гироскопов, а также по причине неустойчивости вертикального канала (канала высоты) НС. Поэтому для точного определения высоты полета при посадке ЛА и корректирования систематических ошибок акселерометров и гироскопов в качестве внешних источников навигационной информации могут использоваться:

многоканальный приемник спутниковой системы навигации (СНС) GPS (Global Positioning System); радиовысотомер (РВ);

система наблюдения (СН), реализующая измерения на основе обработки изображений поверхности Земли.

Для повышения точности навигационных измерений в данной работе предлагается рассмотреть вариант с включением в структуру НС всех вышеуказанных источников, каждый из которых фактически является самостоятельной подсистемой НС.

Таким образом, в данной работе в качестве базовых будут рассматриваться следующие подсистемы НС:

1. БИНС;

2. GPS-приемник;

3. Радиовысотомер (РВ);

4. Система наблюдения (СН).

При исследовании работы подсистем НС используются характеристики штатных изделий (паспортные данные), устанавливаемых на гражданских самолетах. В СН используется видеокамера для наблюдения в дневное время суток с разрешением приемной матрицы 512x512 пикселей. Линия визирования видеокамеры расположена вертикально вниз (решается задача оценки координат, а не наведения на конкретные ориентиры).

Предполагается, что работа НС происходит следующим образом:

• До начала посадки работа БИНС корректируется GPS-приемником (для гражданских потребителей), что позволяет определять собственные координаты самолета с ошибкой, не превышающей несколько десятков метров;

• На этапе посадки для повышения точности оценки координат производятся дополнительные измерения с помощью РВ и СН. При этом СН работает в

«беспоисковом режиме» (в пределах радиусов корреляции изображений, т.е. без решения задачи распознавания и обнаружения наземных ориентиров). Координаты наземных ориентиров должны определяться заранее.

Среднеквадратические ошибки фактических измерений положения ЛА зависят от характеристик подсистем, входящих в состав НС.

При этом принимается, что характеристики БИНС, СНС и радиовысотомера известны, а характеристики СН должны определяться из условия обеспечения работоспособности НС.

Как уже указывалось выше, работоспособность СН определяется точностью оценки относительных координат (СН - ориентиры) и возможностью получения требуемых данных в реальном времени.

Будем считать, что СКО ошибки оценки координат 5сн зависит от углов установки бортовой аппаратуры наблюдения используемых алгоритмов

обработки изображений размеров обрабатываемых изображений

количества и расположения ориентиров (N„0), отношения сигнал/шум ((3) и радиуса корреляции

= сгс„ (5, А,, п, N„0, (3, р).

При работе СН в реальном времени должно выполняться условие

Г > Г

Асн — 1сн, гр

где Гсн = 1/Тсн - частота выдачи информации СН, Тсн - длительность цикла обработки изображений, Гсндр - требуемая частота выдачи информации.

Работа СН в реальном времени определяется требуемой частотой выдачи информации (отсчетов) и зависит от условий работы и характеристик НС в некотором диапазоне частот: чем выше частота отсчетов, тем точнее корректируется ИНС.

Примем, что сравниваемые фрагменты изображений и изображение обследуемой области имеют квадратную форму (пхп), тогда приближенно можно

где - время выполнения элементарной операции используемым процессором, - количество элементарных операций в одном цикле работы алгоритма, п -длина (в пикселях) стороны квадрата сравниваемых фрагментов (размер изображения), М - длина стороны квадрата обследуемого изображения.

Таким образом, ограничения на длительность цикла обработки

изображений связаны с мощностью используемого процессора (чем выше тактовая частота процессора, тем меньше вычислительной экономичностью используемых алгоритмов обработки изображений (чем экономичнее алгоритм, тем меньше N3.,,) и объемами перерабатываемой информации (размерами изображений, количеством ориентиров).

Следовательно, исследования работы СН в составе НС должны проводиться с учетом указанных факторов. В настоящей работе определяются условия наблюдения, при которых обеспечиваются требования к точности посадки, и определяются требования к СН (частоте при которых НС является

потенциально работоспособной.

При этом вопросы формирования и реализации рабочих алгоритмов обработки изображений на конкретных процессорах в реальном времени не рассматриваются.

Цель проводимых далее исследований состоит в определении условий работоспособности НС. Оценка работоспособности будет проводиться методами математического моделирования процесса автоматической посадки ЛА. Анализ полученных данных позволит оценить работоспособность исследуемой НС и определить требования к характеристикам СН.

Для моделирования посадки ЛА необходимо разработать комплекс моделей: математические модели ЛА и НС, в том числе модели отдельных подсистем навигационной системы, а также алгоритмы оценки параметров полета ЛА.

Следует подчеркнуть что, разрабатываемые модели и алгоритмы носят исследовательский характер и не ориентированы для работы в реальных бортовых системах.

Основная сложность проводимых исследований состоит в том, что на этом этапе не определены основные параметры системы наблюдения, принимающей и обрабатывающей изображения поверхности Земли в режиме посадки самолета. В частности, при приеме и обработке избыточно больших фрагментов изображений, они не смогут быть обработаны в реальном времени.

Таким образом, в процессе подготовки математического моделирования посадки самолета необходимо определить область существования параметров СН, обеспечивающих работоспособность системы.

С учетом вышеизложенного предлагается следующая методика исследования точности работы:

1. Формирование модели ЛА;

2. Формирование моделей подсистем НС;

3. Определение параметров, обеспечивающих работоспособность СН;

4. Моделирование полета ЛА в режиме посадки с различными начальными условиями;

5. Определение точности оценки параметров полета ЛА с помощью НС;

6. Определение условий наблюдения, обеспечивающих категорированную посадку ЛА.

Во второй главе рассматривается формирование моделей полета ЛА, математические модели различных подсистем НС и алгоритм оценки координат и ориентации ЛА.

Обычно полет ЛА рассматривают как движение в пространстве абсолютно жесткого тела, имеющего шесть степеней свободы. Такое предположение при решении большинства задач не приводит к большим погрешностям. При составлении уравнений движения ЛА используют общие законы механики, позволяющие в самом общем виде записать уравнения движения центра масс аппарата и уравнения его вращательного движения вокруг центра масс на основе данных и аэродинамических коэффициентов. Как известно, аэродинамические силы и моменты, действующие на ЛА в полете, зависят от скорости полета, плотности

атмосферы, геометрических размеров ЛА и безразмерных аэродинамических коэффициентов. При вычислении аэродинамических сил и моментов необходимо также учесть случайные возмущения: порывы ветра и вариации плотности атмосферы. Скорость порыва ветра является случайным процессом, а вариация плотности атмосферы является случайной функцией высоты.

В системе наблюдения ЛА бортовая аппаратура наблюдения принимает изображения подстилающей поверхности Земли и производится предварительная обработка изображений, обеспечивающая повышение качества этих принимаемых изображений. В результате получаются текущие изображения (ТИ). Рабочие эталонные изображения (ЭИ) формируются из исходных ЭИ, которые хранятся в памяти СН, с учетом параметров полета ЛА.

Мера близости сравниваемого ЭИ и ТИ в плоскости наблюдения определяется на основании расчета выбранной критериальной корреляционной функции. Изменяя положения ЭИ относительно ТИ, можно определить значения смещений, которые соответствуют наилучшему совмещению ЭИ и ТИ; при этом производится измерение относительных смещений (координат) ЭИ и ТИ. В результате измерений вычисляются координаты некоторых элементов поверхности Земли (ориентиров) в плоскости наблюдения (дискретные пиксельные координаты в матрице плоскости наблюдения), которые связаны с координатами и ориентацией ЛА.

Общепринятая структура системы наблюдения включает:

• аппаратуру наблюдения (видеокамеру), которая принимает изображения подстилающей поверхности Земли;

• память, в которой хранятся рабочие эталонные изображения;

• процессор, который реализует работу алгоритмов:

предварительной обработки изображений, обеспечивающих повышение качества принимаемых изображений и формирующих геометрическое согласование ЭИ с принятым ТИ с учетом параметров полета ЛА; оценки координат ориентиров относительно ЛА.

Для получения модели измерения необходимо согласовать координаты (в пикселях), полученные в плоскости наблюдения, с системой наблюдения, связанной с местоположением и ориентацией ЛА (рис. 1).

Рис. 1 Различные системы координат (а) и модель аппаратуры наблюдения (б)

В результате можно записать координаты наблюдаемого элемента поверхности Земли в системе координат бортовой аппаратуры (вектор хгР = [хСР 2СР ]г) в виде:

где постоянная переходная матрица из связанной в систему координат бортовой

аппаратуры; переходная матрица из системы координат бортовой аппаратуры в неподвижную систему координат, связанную с взлетно-посадочной полосой (ВПП). Таким образом, выражение (3) показывает взаимоотношение между координатами ЛА и его ориентацией и координатами наблюдаемого элемента поверхности Земли в системе координат бортовой аппаратуры.

В соответствии с рис 1, б составляющие вектора координат связаны с

на плоскости наблюдения (ир, V») следующим

пиксельными координатами соотношением:

= -/

Уср ХГр

+ ис, V, =-/'

где координаты (в пикселях) центра бортовой аппаратуры наблюдения

относительно начала координат бортовой аппаратуры, которое находится в верхнем левом углу; фокусное расстояние бортовой аппаратуры.

Будем полагать, что алгоритм БИНС позволяет оценить составляющие вектора скорости, координаты ЛА и углы крена, тангажа и рыскания. Полученные оценки составляющих вектора скорости отображаются на горизонтальные (северная и восточная проекции) и вертикальную оси, которые неподвижны относительно ВПП. Вектор координат ЛА определяется в неподвижной системе координат ВПП. Когда ЛА заходит на глиссаду посадки, проекции скорости ЛА (в географической системе координат) переводятся в проекции скорости на горизонтальные и вертикальную оси, неподвижные относительно ВПП. Одновременно местоположение ЛА переводится в составляющие вектора положения в геоцентрической системе координат. Затем эти составляющие вектора положения записывается в неподвижной системе координат ВПП с использованием известных координат ВПП.

Для построения полного функционального алгоритма БИНС алгоритм определения навигационных параметров дополняется алгоритмом определения параметров ориентации. Алгоритм ориентации служит для решения двух основных задач:

• определение взаимной ориентации ортогонального базиса, образованного измерительными осями акселерометров, и базиса, используемого в качестве навигационного, а также для пересчета показаний акселерометров в навигационный базис;

• определение угловых параметров ориентации - углов рыскания, тангажа, крена.

Без решения первой задачи невозможно определение местоположения и скорости ЛА с помощью БИНС. В этом смысле этот алгоритм является ключевым в структуре БИНС. Решение второй задачи необходимо для управления ЛА и

наведения его на цель в горизонтальной системе координат.

В случае применения радиовысотомера определение высоты полета ЛА основано на радиолокационном принципе использования отраженного от земной поверхности сигнала.

Глобальные спутниковые навигационные системы по своему принципу действия являются средне орбитальными дальномерно-доплеровскими системами. Навигационные определения в такой системе (вычисление координат) осуществляются, прежде всего, на основе измеренных дальностей до спутников. Известно, что можно определить более точные местоположения ЛА во время посадки с помощью дифференциальной спутниковой системы (differential GPS, DGPS), которая представляет собой технику, значительно улучшающую точность и работоспособность спутниковой системы GPS.

В основе дифференциального метода определения координат лежит формирование разности отсчетов, что и дало методу название.

В данной работе реализации DGPS использован традиционный метод наименьших квадратов, работающий по полной выборке дифференциальных измерений.

При приближении ЛА к Земле размер местности, которая входит в поле зрения бортовой аппаратуры наблюдения, уменьшается, и обработка изображений ориентиров на некоторой высоте становится невозможной. На этом этапе оценка параметров полета осуществляется с помощью радиовысотомера и БИНС. Для коррекции БИНС используются последние данные, полученные от системы наблюдения. В этом случае вектор измерений состоит из измеренного значения высоты от радиовысотомера и, при использовании DGPS, координат ЛА, получаемых от DGPS. В результате работы фильтра вычисляются оценки координат, скоростей, углов ориентации, а также оценки систематических ошибок акселерометров, гироскопов и радиовысотомера.

Третья глава посвящена алгоритмам обработки изображений (АОИ) и их анализу для оценки работоспособности и эффективности СН в целом.

В настоящей работе рассматривается вариант, при котором на исходном ЭИ выделяются фрагменты (рабочие ЭИ), содержащие изображения выбранных наземных ориентиров. В дальнейшем, оценка координат производится путем сравнения рабочих ЭИ с соответствующими участками принимаемых ТИ.

Частные алгоритмы обработки изображений (АОИ) решают следующие задачи:

• прием ТИ, предварительная обработка ТИ и ЭИ с учетом условий наблюдения ЛА;

• изменение положения ЭИ относительно ТИ и формирование массива значений корреляционной критериальной функции;

• оценка относительных координат ЭИ и ТИ в плоскости наблюдения.

Размеры сравниваемых изображений с одной стороны влияют на точность совмещения ЭИ и ТИ, а, с другой стороны, определяют количество

вычислительных операций, необходимых для реализации соответствующего алгоритма обработки изображений. Для повышения точности измерений необходимо увеличивать размеры рабочих ЭИ, а для ускорения процесса вычислений требуется их уменьшать.

Проблемой, с которой необходимо бороться при разработке корреляционных алгоритмов, является резкое возрастание объема требуемых вычислений при увеличении размеров изображений. Количество элементарных операций для вычисления значений пространственной корреляционной функции

пропорционально произведению

'max jmax (N " iraax) (M " jniaxX

где N, М - размеры ТИ (обследуемой области), imax, jmait— размеры ЭИ (или сравниваемых фрагментов изображений).

Таким образом, необходимо решить проблему определения размеров ЭИ, обеспечивающих требуемую точность совмещения ЭИ и ТИ.

Целью такого исследования является получение аналитической зависимости размеров ЭИ от изображения и шума при заданной вероятности правильного совмещения ЭИ и ТИ. Проверка полученных результатов реализуется на основе математического моделирования процесса совмещения ЭИ и ТИ. В работе предложена следующая Методика исследований:

1. вывод аналитического выражения для расчета размеров ЭИ;

2. моделирование подстилающей поверхности местности;

3. формирование ТИ и ЭИ;

4. оценка вероятности полного совмещения ЭИ и ТИ с помощью математического и полунатурного моделирования процессов;

5. сравнения экспериментальных результатов с аналитическими.

Будем считать, что характеристики шума и изображений известны. Кроме того, математические ожидания и среднеквадратические

отклонения аа, Ori> &N яркостей сравниваемых ТИ (CI), ЭИ (RI) и белого шума (N) характеризуются нормальным законом распределения.

При полном совмещении ТИ и ЭИ функция среднего модуля разности имеет минимальное значение при наличии

шума. Математическое ожидание т0 и среднеквадратическое отклонение ад этого минимального значения вычисляются как

оо во О I

«О = ik'l/T**)^ =\Xsf(Xs)dXN - =

-да 0 -в

"О ^ да I ^

о"» = \\хы~т<\ f(xN)dx = | Ov ~тоУ /Ov )dx=<*l+ К, а0 = tJcfI, +т] =aJl + -

При смещении ТИ и ЭИ, математическое ожидание и среднеквадратическое отклонение разности яркостей эталонного и текущего изображения определяются по формулам:

а математическое ожидание и среднеквадратическое отклонение функции

среднего модуля разности имеют

следующие значения

где табулированный интеграл вероятности.

При правильном совмещении ЭИ и ТИ математическое ожидание функции среднего модуля разности должно быть меньше, чем математическое ожидание тид при любом смещении Д/ или Д/ не равном нулю.

Считая, что ЭИ имеют квадратную форму получим:

п2 -та+п-1,ст<п1 -т, -n-t.tr.

О *вуО ~ Д « д*

где размер окна эталонных изображений; = агц Ф {(1+а) / 2} аргумента от заданной доверительной вероятности

Откуда, минимальное значение размера ЭИ вычисляется по формуле:

значение

П =

(4)

Допустим, что некоторое навигационное поле (изображение) с известными радиусами корреляции и отношением сигнал/шум обеспечивает

потенциальную возможность полного совмещения ЭИ и ТИ. При этом вероятность полного совмещения зависит от характеристик поле на выбранном фрагменте и размеров фрагмента (ЭИ). Следовательно, ошибки совмещения связаны с неправильно выбранными размерами ЭИ.

При принятии рассмотренного допущения возможна проверка формулы (4) с помощью статистического моделирования процесса сравнения ЭИ и ТИ. При моделировании изменялись:

• Координаты сравниваемых фрагментов,

• Размеры сравниваемых фрагментов п (п - сторона квадрата в рикселях),

• Отношения сигнал/шум и радиусы корреляции.

Частоты (в дальнейшем вероятности) полного совмещения вычислялись по формуле

где — количество полных совмещений (с нулевой ошибкой в пикселях), N0 — количество реализаций.

Далее проводился анализ условий правильного совмещения. С учетом принятого выше допущения можно считать, что формула (4) справедлива, если правильные совмещения реализуются при выполнении условия правильного совмещения не происходит. На рис. 2 представлены вероятности, полученные в результате моделирования и с помощью аналитических расчетов для различных значений

отношения сигнал/шум р и радиусов корреляции р = 3 от доверительной вероятности 0,9973).

Рис. 2 Результаты анализа влияния характеристик изображений

Графики слева соответствуют вероятностям (5), полученным в результате моделирования. Графики справа рассчитаны для условий:

Как видно из приведенных графиков, в более 85% реализаций правильное совмещение реализуется при выполнении условия а ошибка совмещения

происходит при условии

Таким образом, результаты сравнительного анализа полученных вероятностей показывают, что полученное аналитическое выражение (4) может быть использовано для предварительного расчета размеров изображений.

Оценка работоспособности алгоритмов наблюдения может проводиться на основе математического, полунатурного и натурного моделирования процесса наблюдения. Известно, что математическое моделирование принимаемых изображений позволяет в широких пределах изменять условия наблюдения, однако в математических моделях сложно учитывать некоторые особенности этого процесса, в частности, изменения изображений при моделировании полета ЛА.

В настоящем разделе проверка работоспособности АОИ проводится с использованием методов полунатурного моделирования, которые позволяют более полно учитывать особенности реального процесса наблюдения. Для этого видеоинформация, используемая в качестве текущих изображений (ТИ), формируется ТВ-камерой, которая принимает изображения 3-х мерного макета участка местности.

Целью данного исследования является проверка работоспособности частных алгоритмов обработки изображений, входящих в состав общего алгоритма наблюдения. Результаты исследований должны подтвердить возможность оценки координат наземных ориентиров с заданной точностью с помощью выбранных алгоритмов обработки изображений, т.е. при выбранной структуре общего алгоритма наблюдения. Эксперименты проводились с использованием оборудования авиационного тренажера КТС-16.

Методика оценки работоспособности АОИ

• моделирование посадки ЛА на тренажере с запоминанием информации об условиях полета;

• прием видеоинформации (изображений местности) с помощью тренажерной аппаратуры наблюдения;

• перевод видеоинформации, полученной в процессе посадки, в цифровую форму (для дальнейшей компьютерной обработки ТИ);

• улучшение качества полученных изображений, выбор ЭИ;

• оценка относительных координат ТИ и ЭИ;

• уточнение оценок координат и ориентации ЛА с целью корректирования БИНС с использованием полученных оценок от системы наблюдения и данных от радиовысотомера;

• оценка работоспособности системы наблюдения на основе полученных данных.

В рамках данной методики было совершено 12 экспериментальных полетов на тренажере с посадкой ЛА.

В качестве опорной выбирались траектории, наиболее близкие к идеальной. На отдельных (предварительно обработанных) кадрах в различных точках опорной траектории посадки выбирались фрагменты изображений местности -ЭИ.

ТИ формировались из видеоинформации, получаемой на траекториях, имеющих отклонения от опорной траектории по глиссаде и угловой ориентации. Эти полученные текущие изображения сравниваются с заранее выбранными эталонными изображениями на основе расчета корреляционной критериальной функции. Для оценки работоспособности АОИ на основе эксперимента определяется значение смещений, которое соответствует наилучшему совмещению ЭИ и ТИ в виде относительных координат текущих и эталонных изображений.

Для сравнения ЭИ и ТИ, в соответствии со структурой общего алгоритма наблюдения, была разработана программа, предназначенная для оценивания относительных координат ЭИ и ТИ.

Некоторые результаты оценки работоспособности АОИ показаны на рис. 3.

Рис. 3 Примеры сравнения ЭИ с ТИ

В левом окне показано ЭИ (Reference Image), в правом окне - ТИ (Current Image). Выделено 3 ориентира, выделенные в левом окне квадратной рамкой. В правом окне квадратные рамки показывают фрагменты, найденные в процессе сравнения изображений.

Как видно из рис. 3 в процессе работы алгоритмов реализовано правильное совмещение выбранных фрагментов. Ниже показаны массивы значений корреляционных функций, соответствующие выделенным фрагментам. Экстремумы обозначены звездочкой.

Анализ результатов полунатурного моделирования подтверждает работоспособность (по точности) выбранных АОИ и результаты исследований на основе математического моделирования.

В четвертой главе рассматривается вопросы оценки работоспособности НС, которая определяется точностью оценки координат в реальном времени.

Подчеркнем еще раз, что мы будем считать НС работоспособной, если точность определения координат и углов ориентации соответствует требованиям, указанным в первой главе, при условии выдачи полезной информации в реальном времени.

Для определения условий, при которых рассматриваемая НС будет работоспособна, моделируется процесс посадки ЛА с различными вариантами

условий наблюдения.

Таким образом, чтобы оценить возможность реализации автоматической посадки в конкретных условиях полета необходимо выполнить ряд операций в соответствии с алгоритмом, представленным на рис. 4.

Вычисление Тс„ (£„= 1/Тсн) по формуле (2)

Категорированная Посадка не возможна

Рис. 4 Функциональная схема алгоритма

Необходимо отметить, что вопросы реализации алгоритма обработки изображений на конкретных типах процессоров в данной работе не рассматривались.

Методика определения условий реализации автоматической посадки

1. Выбор участка предполагаемой посадки;

2. Предварительный выбор возможных ориентиров;

3. Выбор ориентиров на основе расчета радиусов корреляции изображений;

4. Оценка отношения сигнал/шум на основе анализа обстановки;

5. Определение точности совмещения ЭИ и ТИ;

6. Определение количества используемых ориентиров;

7. Вычисление размеров рабочих ЭИ;

8. Вычисление количества элементарных вычислительных операций, необходимых для реализации алгоритма обработки изображений. Расчет фактической частоты выдачи информации от системы наблюдения с учетом архитектуры и мощности используемого процессора;

9. Оценка возможности реализации работы алгоритма обработки изображений в

реальном времени 10. Определение категории посадки.

Если какие-либо условия не выполняются, в частности, по частоте (fCH > £ндр)> то посадка по вышеуказанным категориям невозможна и необходимо рассматривать другие варианты условий. Например, уменьшение количества ориентиров, выбор другого участка посадки.

Моделирование посадки ЛА реализуется с помощью разработанной программы на основе рассмотренных выше математических моделей: Летательного аппарата;

Инерциальных датчиков, включающих гироскопы и акселерометры; Радиовысотомера; GPS приемника; Системы наблюдения (СН).

Истинные значения навигационных параметров полета вычисляются с помощью интегрирования исходных дифференциальных уравнений методом Рунге-Кутта. Точность работы НС оценивается статистическими характеристиками путем сравнения истинных значений с данными, вычисляемыми интегрированным алгоритмом.

Для определения условий работоспособности НС процесс полета ЛА и оценки навигационных параметров моделировался:

• при различных углах установки бортовой аппаратуры наблюдения (5 = 90° — направление визирования перпендикулярно поверхности Земли);

• при различных ошибках совмещения ЭИ и ТИ(ДП в пикселях);

• при различном количестве наблюдаемых наземных ориентиров(ЫН0);

• при различном времени работы алгоритма обработки изображений (АОИ) с учетом времени получения и обработки изображений

Предполагается, что коррекция БИНС при выходе ЛА на траекторию посадки осуществляется с помощью GPS-приемника. Для каждой комбинации условий рассчитывались статистические оценки навигационных параметров с использованием и без использования данных от GPS приемника.

В таблице 2 и 3 представлены используемые характеристики бортовой аппаратуры наблюдения и характеристики точности используемых навигационных подсистем.

Таблица 2 Характеристики бортовой аппаратуры наблюдения

Характеристика Значение

Относительное фокусное расстояние бортовой аппаратуры 600 пикселей

Размер принимаемого изображения 512 х 512 пикселей

Угловое поле 45 градусов

Таблица 3 Характеристики точности используемых навигационных подсистем

Навигационная подсистема Характеристики точности

Бесплатформенная ИНС До 1,7 км/час

Радиовысотомер Среднеквадратическая ошибка- 1,5 м

GPS приемник (DGPS) Среднеквадратическая ошибка - 5.. 7м

Система наблюдения Выбранная ошибка: 0... 10 пикселей

В процессе моделирования было принято, что каждая навигационная подсистема имеет собственную частоту выдачи полезной информации.

• гироскопы -100 Гц, акселерометры - 10 Гц;

• радиовысотомер — 100 Гц, многоканальный GPS приемник - 1 Гц;

• система наблюдения - выбранная частота 1... 10 Гц;

• модуль оценки координат и ориентации -10 Гц;

• интегрирование методом Рунге-Кутта - 100 Гц.

Необходимо отметить, что при моделировании работы системы наблюдения (СН) рассматривались варианты с различными частотами.

Продолжительность моделирования одного варианта реализация процесса посадки составляет около 150 секунд, для вычисления истинных навигационных параметров полета ЛА интегрирование дифференциальных уравнений методом Рунге-Кутта выполняется с частотой 100 Гц, оценка навигационных параметров выполняется с частотой 10 Гц.

Погрешности измерений определялись относительно траектории полета, получаемой путем интегрирования уравнений ЛА методом Рунге-Кутта.

Среднеквадратические отклонения рассчитывались для каждых 100 реализаций моделируемого процесса посадки ЛА.

В процессе исследований (с помощью метода Монте-Карло) было проведено моделирование около 3500 вариантов с различными начальными условиями посадки ЛА и условиями наблюдения ориентиров. При этом для каждого варианта рассматривались ситуации с использованием GPS-приемника и без него.

При моделировании изменяемых условий наблюдения исходными данными для СН являются:

• ошибка совмещения ЭИ и ТИ(ДП) - 0 пикселей;

• частота отсчетов системы наблюдения^,,)— 10 Гц; угол установки аппаратуры наблюдения(б)— 90 градус;

• количество наблюдаемых элементов наземных ориентиров (NH0) - 3 ориентира.

Исследования проводились при последовательном изменении значений отдельных параметров.

На представленных ниже рисунках показаны графики максимальных значений ошибок оценки навигационных параметров.

Рис. 5 Максимальные ошибки в зависимости от ошибок совмещения ЭИ и ТИ

Анализ графиков показывает, что ошибки оценок в рассматриваемых диапазонах условий пропорционально связаны с ошибками совмещения ЭИ и ТИ. При этом ошибки оценок в продольном направлении имеют максимальную чувствительность, а вертикальном направлении - минимальную чувствительность к ошибкам совмещения. Использование данных от GPS - приемника уменьшает коэффициенты чувствительности.

Рис. 6 Максимальные ошибки в зависимости от частот отсчетов системы

наблюдения

Увеличение частоты выдачи информации от СН до примерно 10 Гц увеличивает точность оценки навигационных параметров. При этом максимальное увеличение точности происходит в продольном канале, а минимальное - в канале измерения высоты. Увеличение частоты выше 10 Гц практически не влияет на точность измерений.

1 2 3 4 5 6 7 Количество наблюдаемых элементов

Рис. 7 Максимальные ошибки в зависимости от количества наблюдаемых

элементов

Увеличение количества наблюдаемых ориентиров до 3 приводит к повышению точности оценок навигационных параметров. Минимальное влияние данный параметр оказывает на точность измерения высоты полета ЛА, угла рыскания, угла наклона траектории. Дальнейшее увеличение количества ориентиров практически не влияет на точность измерений.

На основании проведенных исследований можно сделать следующие выводы:

1. Повышение частоты выдачи информации от СН свыше 10 Гц нецелесообразно, т.к. не приводит к существенному повышению точности оценок;

2. Угол установки аппаратуры наблюдения 8 = 90° является наиболее эффективным в рассматриваемом диапазоне условий применения СН в составе НС;

3. Увеличение количества наблюдаемых ориентиров больше 3 является неэффективным.

На основании проведенных исследований можно выделить области условий, которые соответствуют требованиям к категорированной посадке.

Данные, полученные в результате проведенных исследований, представлены в таблицах 4, 5. В них приведены общие условия, при которых возможна соответствующая различным категориям посадка.

Таблица 4 Размеры ЭИ

Вариант Характеристики изображений ориентиров Минимальный размер ЭИ ("тт) [пиксель]

Радиус корреляции (р) [пиксель] Отношения Сигнал/шум ((3)

1 5-10 3,5 20

2 5-10 1,5 30

3 10-25 3,5 40

4 10-25 1,5 50

В таблице 4 представлены варианты условий наблюдения: радиусов корреляции изображений ориентиров и отношения сигнал/шум, а также соответствующие минимальные размеры ЭИ, необходимые для точного совмещения ЭИ и ТИ. Данные в этой таблице позволяют оценить возможность совмещения ЭИ и ТИ с ошибкой не более 5,5 пикселей. Превышение этой ошибки не гарантирует обеспечение требований по точности работы СН.

Необходимо отметить, что радиус корреляции изображений ориентиров может заранее определяться по карте местности, а значение должно оцениваться непосредственно по фактическим условиям наблюдения.

При этом вариант 1 соответствует точности совмещения АП - 0,5 пикселя, а вариант 4 - не хуже 5,5 пикселя.

В соответствии с рекомендациями предыдущего раздела, будем считать, что угол установки аппаратуры наблюдения равен 90°.

Таблица 5 Условия реализации автоматической посадки

Условие Высота Высота Высота Соответствие требований [Категория]

Вар. реализации СН 30 м 15 м 2,4 м

АП Гп-1 N„0 [Гц] 2с?! М 2оь М 2<л \и\ 2сть [м1 2о, [м1 2 аь Гм] Бок. Вер.

1 5 10 0,12 0,30 0,42 0,64 1,04 0,64 III II

2 10 0,13 0,35 0,47 0,67 1,22 0,68 III II

3 0,5 3 5 0,23 0,64 0,63 0,86 1,53 0,86 III II

4 2 0,69 1,43 1,64 1,47 3,56 1,54 III I

5 1 10 0,20 0,35 0,87 0,62 2,24 0,70 III II

6 10 0,30 0,52 0,98 0,69 2,41 0,68 III II

7 5,5 3 5 0,44 0,75 1,30 0,95 2,91 0,91 III II

8 2 0,76 1,53 1,71 1,55 3,59 1,55 III I

В таблице 5 показаны категории посадки, которые могут быть реализованы, при различных условиях работы СН.

В частности, по варианту 1 (из табл.5): при условиях, что обеспечивается точность совмещения ЭИ и ТИ - 0,5 пикселя, использованы 5 ориентиров и бортовой процессор позволяет реализовать алгоритм обработки изображений с частотой не менее 10 Гц.

Таким образом, НС, включающая ИНС, РВ, GPS-приемник и СН, позволяет в реальном времени оценивать координаты ЛА в боковом направлении и по высоте, соответственно, с ошибкой

• 0,12 и 0,30 (на высоте 30 м);

• 0,42 и 0,64 (на высоте 15 м);

• 1,04 и 0,64 (на высоте 2,4 м),

что соответствует категории III в боковом направлении и категории II - по высоте.

Данные, приведенные в таблице, были выбраны на основе анализа

результатов моделирования и проверки выполнения условий (1) к различным

категориям посадки.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ

1. Определены требования к навигационной системе, обеспечивающей автоматическую посадку самолета на аэродром, необорудованный радиомаячными системами.

2. Разработана методика исследования точности работы НС, включающей ИНС, СНС, РВ и СН, основанная на математическом моделировании режима посадки самолета при различных условиях и сравнении оценок и фактических параметров полета самолета.

3. Разработаны исследовательские модели и алгоритмы работы навигационных подсистем.

4. Разработана методика и получена аналитическая зависимость для расчета размеров эталонных изображений (ЭИ), требуемых для совмещения ЭИ и текущих изображений наземных ориентиров с заданной точностью.

5. Проведено моделирование работы исследовательской модели НС в составе: БИНС, GPS-приемник, РВ и СН с целью определения потенциальной возможности обеспечения автоматической посадки.

6. Разработана методика определения условий реализации автоматической посадки ЛА.

7. Показано, что при определенных условиях рассмотренный вариант НС, позволяет в дневное время суток обеспечить посадку самолета:

в боковом направлении - в соответствии с категорией III;

в вертикальном направлении - в соответствии с категориями I и II.

Основные положения диссертационной работы опубликованы:

1. N.V. Kim, Y.M. Hyun and H.K. Yang. Performance analysis of aircraft automatic landing system based on surface image processing. The World Congress of Korean and Korean-ethnic Scientists and Engineers in 2002. Seoul, Korea. 2002.

2. Ким Н.В., Хюн Ен МОК. Автоматическая посадка ЛА на основе обработки изображений поверхности Земли. XII Международный научно-технический семинар «Труды», г. Алушта, Украина. 2003 г.

3. Ким Н.В., Хюн Ен Мок. Разработка бортового комплекса алгоритмов для автоматической посадки ЛА на основе обработки изображений поверхности Земли. Международная конференция и выставка «Авиация и космонавтика-2003». Москва, МАИ. 2003 г.

4. Хюн Ен Мок. Разработка бортового комплекса алгоритмов для автоматической посадки ЛА на основе обработки изображений поверхности Земли. Научная конференция «Содружество», Москва, Россия. 2003 г.

5. Young Mok Hyun, Nikolai V. Kim. Development of navigation algorithm architecture for automatic landing based on landmarks image processing. 16th IFAC Symposium on Automatic control on Aerospace. St.-Petersburg, Russia. 2004.

РАБОТЫ

1*22 5 3 8

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА I. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1 Автоматическая посадка самолета.

1.4.1 Процесс автоматической посадки самолета.

1.4.2 Требования к точности автоматической посадки.

1.2 Радиомаячные системы посадки летательного аппарата.

1.3 Выбор структуры навигационной системы для автоматической посадки.

1.4 Программа исследования

ГЛАВА И. ФОРМИРОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ

НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

2.1 Математическая модель полета летательного аппарата.

2.2 Система наблюдения летательного аппарата.

2.2.1 Структура и модель системы наблюдения.

2.2.2 Модель системы наблюдения.

2.3 Математические модели подсистем НС.

2.3.1 Модели инерциальной навигационной системы (ИНС) и радиовысотомера.

2.3.2 Модель глобальной спутниковой навигационной системы.

2.4 Алгоритм оценки координат и ориентации ЛА.

ГЛАВА III. АНАЛИЗ АЛГОРИТМОВ ОБРАБОТКИ ИЗОБРАЖЕНИЙ.

3.1 Структура общего алгоритма наблюдения

3.2 Оценка точности определения положения ЛА по изображениям подстилающей поверхности.

3.3 Расчет размеров ЭИ.

3.3.1 Аналитический расчет размеров изображений.

3.3.2 Моделирование процесса сравнения изображений.

3.4 Оценка работоспособности алгоритмов обработки изображений.

3.4.1 Проверка работоспособности алгоритмов обработки изображений.

3.4.2 Результаты эксперимента и их анализ.

ГЛАВА IV. ОЦЕНКА РАБОТОСПОСОБНОСТИ

НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ.

4.1 Моделирование процесса посадки J1A.

4.2 Варианты моделирования и исходные данные.

4.3 Результаты моделирования

4.4 Определение условий реализации автоматической посадки.

Посадка самолета является одной из наиболее важных и сложных задач самолетовождения. Из-за сложности и опасности этого этапа, в процессе захода на посадку происходит около половины всех авиакатастроф. Быстротечность режимов посадки и неизбежный дефицит времени на принятие решения повышает нервно-психологическую нагрузку летчика, что в ряде случаев приводит к появлению ошибок летчика и снижению уровня безопасности полета. Поэтому даже при нормальных метеоусловиях выполнять успешную посадку может только опытный летчик. Ситуация становится еще более опасной, если совершается вынужденная посадка на какую-либо площадку или аэродром, необорудованный радиомаячными системами. Подобные случаи характерны для самолетов, так называемой малой авиации.

Данная ситуация обусловливает необходимость использования средств автоматизации. Реализация режима автоматической посадки самолета позволит не только обеспечить выполнение полетов независимо от погодных условий, но и повысить степень безопасности полета, поскольку автоматизация уменьшает вероятность возникновения субъективных ошибок летчика во время принятия решения и выполнения управляющих действий [1]. Следует также отметить важность реализации режима автоматической посадки в аварийных ситуациях, когда, например, пилот не в состоянии управлять самолетом.

Очевидно, что реализация режима автоматической посадки будет допустима только в случае, когда система автоматической посадки удовлетворяет требуемому уровню безотказности. Таким образом, важнейшим вопросом разработки систем автоматической посадки является обеспечение безопасности посадки, которая определяется точностью навигация и управления самолетом.

Создание навигационных систем самолета для обеспечения автоматической посадки на необорудованные радиомаячными системами аэродромы является одной из наиболее сложных научно-технических задач.

Существует ряд методов, при помощи которых во время посадки можно определять навигационные параметры: координаты, скорость и ориентацию самолета. Однако, эти методы либо неавтономны, т.е. требуют наличия связи со вспомогательными системами, находящимися на Земле, либо автономны, но требуют особых условий для выполнения необходимых операций по определению навигационных параметров. К первым относятся радиомаячные системы посадки, ко вторым - автономные навигационные системы (НС). Естественно, что полностью автономные методы определения навигационных параметров были бы наиболее целесообразны. Однако, подобных навигационных систем для автоматической посадки самолета, позволяющих с высокой точностью и в реальном времени определять навигационные параметры, не существует.

В настоящее время созданию навигационных систем для автоматической посадки летательного аппарата (JIA) уделяется большое внимание.

В работе Karen L. Burcham и Alexander Е. Smith [2], опубликованной в

1991 году, исследуется работоспособность четырех альтернативных систем точного захода на посадку: инструментальной системы посадки (Instrument

Landing System, ILS), микроволновой системы посадки (Microwave Landing

System, MLS), глобальной спутниковой навигационной системы (Global

Navigation Satellite System, GNSS) и комплексной системы технического зрения

Synthetic Vision Systems, SVS). В этой работе показано, что в настоящее время спутниковая навигационная система (СНС) соответствует требованиям только 5 категории I, а система технического зрения находиться в стадии разработки, хотя имеет потенциал в виде обеспечения добавочного наведения для безопасности посадки.

С середины 1990-х гг. продолжаются эксперименты по реализации автоматической посадки различных JIA на основе спутниковых навигационных систем (СНС) и комплексных навигационных систем, включающих СНС и инерциальную навигационную систему (ИНС).

В работе Bradford W. Parkinson и Jochen Meyer-Hilberg и др. показано, что СНС не обеспечивает требуемые точности посадки JIA по причине низкоскоростной передачи информации, возможного отсутствия видимости некоторых спутников и разрыва непрерывных сигналов. В процессе исследований были рассмотрены комплексные навигационные системы, которые интегрируются с ИНС и СНС [3,4].

Были проведены эксперименты по автоматической посадке самолетов Boeing 727, 757, А340 на основе американской СНС (Global Positioning System, GPS) в дифференциальном режиме работы. Показано, что в случае использования измерения дальности (псевдодальности) точность оценки координат местоположения соответствовала категории III (по боковому каналу) и категории I или II (по вертикальному каналу). В случае измерения разности фаз точность оценки координат местоположения соответствовала категории III. Однако из-за отсутствия видимости некоторых спутников и при разрывах сигналов, возникали ситуации, когда координаты JIA не определялись или определялись недостаточно точно [5,6,7,8,9]. Кроме того, сложность реализации данного подхода связана с необходимостью установки дополнительного наземного оборудования.

В экспериментах по автоматическим посадкам небольших самолетов внутренних рейсов на основе НС, включающей ИНС и GPS в 6 дифференциальном режиме с использованием измерения разности фаз, точность оценки координат обычно соответствовала категории III, но возникали случаи, которые не соответствовали категории III из-за разрывов сигналов [4,10,11]. По этой причины был разработан метод компенсации разрыва сигналов с помощью псевдоспутников (pseudolites), в качестве которых используются установленные на Земле передатчики, посылающие сигналы летательному аппарату. Данные передатчики предназначены для улучшения точности, целостности и доступности оценки местоположения во время посадки ДА [3,12].

Современные достижения в области совершенствования аппаратуры наблюдения, программного - математического обеспечения процессов обработки изображения позволяют проектировать НС с использованием систем технического зрения.

Многие исследования, связанные с обработкой изображений, в последние годы были представлены на международных конференциях IV S (Intelligent Vehicle Symposium) и ITSC (Intelligent Transportation Systems Conference) [13].

Данные, полученные в результате обработки изображений наземных ориентиров, могут использоваться в качестве дополнения к другим навигационным датчиков, в результате чего может быть улучшена устойчивость и точность оценки навигационных параметров во время посадки [14].

В работе Mehrdad Soumekh была представлена система автоматической посадки самолета на основе обработки изображений, полученных из интерференционной PJIC с инверсной синтезированной апертурой (Inverse Synthetic Aperture Radar, ISAR). Результаты обработки интерференционных ISAR изображений использовались для обнаружения нежелательного вращения угловой ориентации самолета [15].

В работе Chatterji, G.B. и др. была исследована система оценки местоположения и ориентации на основе стандартной системы освещения взлетно-посадочной полосы (ВПП) для ночной посадки самолета. Показано, что точность оценки координат местоположения соответствовала категории II и III по боковому каналу и по вертикальному каналу - категории I. Дополнительно, этот алгоритм позволяет оценивать углы тангажа и рыскания JIA [16].

S. Sasa и Н. Gomi и др. был предложен алгоритм оценивания местоположения и ориентации самолета во время захода на посадку на основе обработки изображения ВПП. Оценивались характеристики алгоритма обработки реального изображения. Результаты оценки координат сравнивались с результатами работы НС, включающей ИНС и GPS, работающей в дифференциальном режиме с использованием измерения разности фаз. Полученная среднеквадратическая ошибка оценки местоположения ЛА с помощью обработки изображений приблизительно равна 1 метру, а среднеквадратическая ошибка оценки ориентации составляет примерно 0,2 градуса на 30 метровой высоте полета JIA [14].

В ряде работ рассматриваются структуры навигационных систем, основанных на инерциальных навигационных системах (ИНС), с использованием систем наблюдения (СН) земной поверхности, например, рассмотрен следующий вариант структуры навигационной системы: ИНС, GPS-приемник, радиовысотомер, СН.

Показано, что данные структуры позволяют повысить точность навигационных измерений и могут быть использованы при автоматической посадке самолета. В то же время в этих работах не рассматривается ряд важных вопросов, например, таких как:

• оценка потенциальной точности работы подобных навигационных систем в 8 режиме автоматической посадки гражданского самолета на аэродром, необорудованный радиомаячными системами; • соответствие точности навигационной системы регламентированной точности категорированной посадки. I

Основной целью исследований является оценка потенциальной точности работы навигационной системы в режиме автоматической посадки гражданского самолета на аэродромы, необорудованные радиомаячными системами в соответствии с регламентированными точностями категорированной посадки.

В результате исследований должны быть определены:

- требования к НС, включающей ИНС, ОР8-приемник, радиовысотомер, СН, позволяющие обеспечить посадку самолета на необорудованный аэродром в дневное время суток;

- категории автоматической посадки, которые потенциально позволяет обеспечить рассматриваемая НС.

Диссертация состоит из четырех глав.

В первой главе диссертации «Постановка задачи исследования» анализируются требования к точности автоматической посадки гражданского самолета, и рассматривается известный вариант построения навигационной системы (НС) с использованием ИНС, СНС, радиовысотомера и системы наблюдения (СН). Предлагается методика исследования точности работы НС.

Во второй главе «Формирование математических моделей навигационной системы» рассматривается формирование моделей полета ЛА, математические модели различных подсистем НС и алгоритм оценки координат 9 и ориентации ЛА.

Третья глава «Анализ алгоритмов обработки изображений» посвящена алгоритмам обработки изображений (АОИ) и их анализу для оценки работоспособности и эффективности СН в целом.

В настоящей работе рассматривается вариант, при котором на исходном ЭИ выделяются фрагменты (рабочие ЭИ), содержащие изображения выбранных наземных ориентиров. В дальнейшем, оценка координат производится путем сравнения рабочих ЭИ с соответствующими участками принимаемых ТИ.

В четвертой главе «Оценка работоспособности навигационной системы» рассматривается вопросы оценки работоспособности НС, которая определяется точностью оценки координат в реальном времени.

Будем считать, что НС работоспособна, если точность определения координат и углов ориентации соответствует требованиям, указанным в первой главе, при условии выдачи полезной информации в реальном времени.

Для определения условий, при которых рассматриваемая НС будет работоспособна, моделируется процесс посадки ЛА с различными вариантами условий наблюдения.

Общий порядок определения условий работоспособности состоит из следующих этапов:

- Моделируется процесс посадки ЛА для различных начальных условий;

- На основании анализа результатов моделирования выделяются варианты, соответствующие требованиям к категорированной посадке по точности;

- Определяются условия наблюдения, при которых обеспечивается заданная точность определения навигационных параметров;

- Определяются требования к частоте £сн,тр получения информация БИНС от СН, обеспечивающей заданную точность работы НС.

В заключении представлены основные научные и прикладные результаты работы. »

1. Постановка задачи исследования

Основной целью исследований является оценка потенциальной точности работы навигационной системы в режиме автоматической посадки гражданского самолета на аэродромы, необорудованные радиомаячными системами в соответствии с регламентированными точностями категорированной посадки.

Для решения поставленных проблем в данном разделе анализируются требования к точности автоматической посадки гражданского самолета, рассматривается известный вариант построения навигационной системы (НС) с использованием ИНС, СНС, радиовысотомера и системы наблюдения (СН). Предлагается методика исследования точности работы НС. В результате исследований должны быть определены:

• требования к НС, включающей ИНС, вРЗ-приемник, радиовысотомер, СН, позволяющие обеспечить посадку самолета на необорудованный аэродром в дневное время суток;

• категории автоматической посадки, которые потенциально позволяет обеспечить рассматриваемая НС.

На основании проведенного анализа предлагается программа исследований по формированию облика навигационной системы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

На основании проведенных исследований можно сделать следующие выводы

1. Определены требования к навигационной системе, обеспечивающей автоматическую посадку самолета на аэродром, необорудованный радиомаячными системами.

2. Разработана методика исследования точности работы НС, включающей ИНС, СНС, РВ и СН, основанная на математическом моделировании режима посадки самолета при различных условиях и сравнении оценок и фактических параметров полета самолета.

3. Разработаны исследовательские модели и алгоритмы работы навигационных подсистем.

4. Разработана методика и получена аналитическая зависимость для расчета размеров эталонных изображений (ЭИ), требуемых для совмещения ЭИ и текущих изображений наземных ориентиров с заданной точностью.

5. Проведено моделирование работы исследовательской модели НС в составе: БИНС, вРЗ-приемник, РВ и СН с целью определения потенциальной возможности обеспечения автоматической посадки.

6. Разработана методика определения условий реализации автоматической посадки ЛА.

7. Показано, что при определенных условиях рассмотренный вариант НС, позволяет в дневное время суток обеспечить посадку самолета:

- в боковом направлении - в соответствии с категорией III;

- в вертикальном направлении - в соответствии с категориями I и II.

1. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М., «Машиностроение», 1975.

2. Karen L. Burcham and Alexander E. Smith. Precision approaches for the year 2000. The Air Traffic Control Association Proceedings. Arlington, USA. 1991.

3. Bradford W. Parkinson and James J. Spilker Jr. Global Positioning System: Theory and Applications Volume I and II. AIAA Inc. 1996.

4. Julie de Cevins and Pascal Ponsot. A340-DGPS landing experiment. Proceedings of the 8th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. Palm Springs, USA. 1995.

5. R. Braff and P. O'Donnell, et al. FAA's CAT III feasibility program: Status and accomplishments. Proceedings of the 8th International Technical Meeting of the

6. Satellite Division of the Institute of Navigation. Palm Springs, USA. 1995.

7. David N. Kaufmann and B. David McNally. Flight test evaluation of the Stanford University/United Airlines differential GPS Category III automatic landing system. NASA Technical Memorandum. Moffett Field, USA. 1995.

8. Helmut Blomenhofer. Accuracy, Integrity and availability of GPS based autopilot coupled aircraft landings. Proceedings of the 52nd Annual Meeting of the Institute of Navigation. Cambridge, USA. 1996.

9. Pen Da. Analysis and test results of AIMS GPS/INS system. Proceedings of the 10th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. Kansas City, USA. 1997.

10. S. Sasa, H. Gomi, T. Ninomiya, T. Inagaki, Y. Hamada. Position and attitude estimation using image processing of runway. 38th Aerospace sciences meeting and exhibit AIAA. Reno, USA. 2000.

11. Mehrdad Soumekh. Automatic aircraft landing using interferometric inverse synthetic aperture radar imaging. IEEE transactions on image processing. Vol. 5, No. 9. 1996.

12. Chatterji, G.B., P.K. Menon and B. Sridhar. Vision-based position and attitude determination for aircraft night landing. Journal of Guidance, Control, and Dynamics. Vol. 21, No. 1. 1998.

13. Авиационная радионавигация: Справочник. / A.A. Сосновский, И.A. Хаймович, Э.А. Лутин, И.Б. Максимов; Под ред. А.А. Сосновского. М.: Транспорт, 1990.18.