Функциональное диагностирование комплекса спутниковых и инерциальных навигационных систем в условиях полета

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 ГАна 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 ~4×10~4л*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.