close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

AntokhinaBabyrov

код для вставкиСкачать
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное автономное
образовательное учреждение высшего образования
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
Ю. А. Антохина, С. В. Бабуров, А. Р. Бестугин,
В. Н. Переломов, О. И. Саута
РАЗВИТИЕ НАВИГАЦИОННЫХ
ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ
БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ
Монография
Санкт-Петербург
2016
УДК 351.814.349
ББК 39.57
А72
Рецензенты:
доктор технических наук, профессор В. Т. Яковлев;
доктор технических наук, профессор Б. В. Пономаренко
Утверждено
редакционно-издательским советом университета
в качестве монографии
Антохина, Ю. А.
А72 Развитие навигационных технологий для повышения
безопасности полетов: монография / Ю. А. Антохина,
С. В. Бабуров, А. Р. Бестугин, В. Н. Переломов, О. И. Саута;
под науч. ред. д-ра техн. наук, проф. Ю. Г. Шатракова. –
СПб.: ГУАП, 2016. – 298 с.
ISBN 978-5-8088-1111-9
Оцениваются вопросы повышения безопасности полетов на малых высотах. Рассматривается перспективное научное направление
по созданию комплексных систем обеспечения навигации и посадки
летательных аппаратов при выполнении маловысотных полетов, в
том числе при взлете и посадке. Авторы уделяют внимание перспективным технологиям создания комплексных систем безопасности на
основе различных навигационных полей. Монография предназначена для специалистов радиотехнического профиля: радиолокация,
радионавигация, навигация и управление воздушным движением,
системный анализ, разработка и моделирование радиотехнических
систем.
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований, гранты № 15-07-00065-а и № 16-07-00030-а.
УДК 351.814.349
ББК 39.57
ISBN 978-5-8088-1111-9
©
©
Антохина Ю. А., Бабуров С. В.,
Бестугин А. Р., Переломов В. Н.,
Саута О. И., 2016
Санкт-Петербургский государственный
университет аэрокосмического
приборостроения, 2016
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ
русскоязычные
АЗН-В
автоматическое зависимое наблюдение (вещательное)
АПДД
аппаратура приема и преобразования дифференциальных
данных
АПИ
аппаратно-программный интерфейс
АРК
автоматический радиокомпас
АФС
антенно-фидерная система
ББД
бортовая база данных
БДР
база данных рельефа земной поверхности
БИОС
бортовое интегральное отношение сигнал/шум
БЛА
беспилотный летательный аппарат
БМС
бортовая многофункциональная система
БП
безопасность полетов
ВПП
взлетно-посадочная полоса
ВПР
высота принятия решения
ГЛОНАСС глобальная навигационная спутниковая система (Россия)
ГНСС
глобальная навигационная спутниковая система (в настоящее время включает ГЛОНАСС и GPS)
ГНСС/
бортовое оборудование спутниковой посадки
ЛККС
ДП
дифференциальные поправки
ИКАО
Международная организация гражданской авиации
ИФРНС
импульсно-фазовые радионавигационные системы
КА
космический аппарат
КРМ
курсовой радиомаяк
ЛА
летательный аппарат
ЛККС
локальная контрольно-корректирующая станция
ЛПД
линия передачи данных
МАК
Межгосударственный авиационный комитет
МДВ
минимально допустимая высота
МЛ
многолучевость
МФИ
многофункциональный индикатор
НИОС
наземное интегральное отношения сигнал/шум
НКА
навигационный космический аппарат
НОС
наземное отношение сигнал/шум
ОП
опорный приемник ГНСС
ПД
псевдодальность
3
ПРМГ
посадочная радиомаячная группа
ПС
псевдоспутник
РЭК
радиоэлектронный комплекс
САС
система аварийной сигнализации
СПС
система предупреждения столкновения ЛА с землей
СПУ
самолетное переговорное устройство
СРПБЗ
система раннего предупреждения близости земли
ССП
система спутниковой посадки
СВС
система воздушных сигналов
ФАПЧ
фазовая автоматическая подстройка частоты
ФРНС
фазовые радионавигационные системы
ЧМ
частотно-модулированный
англоязычные
АBAS
бортовая система функционального дополнения
FAS
конечный сегмент захода на посадку
GLS
система спутниковой посадки
GPS
Глобальная навигационная спутниковая система (США)
GBAS
Наземная система функционального дополнения ГНСС
ILS
инструментальная система посадки
LAL
порог срабатывания сигнализации по боку
LPL
уровень защиты по боку
минимальная обнаруживаемая ошибка
MDE
MMR
многорежимный приемник
NPA
«неточный» заход на посадку
цифровой сигнал в УКВ-диапазоне для передачи данных
VDB
VAL
порог срабатывания сигнализации по вертикали
VOR
всенаправленный УКВ радиомаяк
VPL
уровень защиты по вертикали
SBAS
функциональное дополнение ГНСС космического базирования
UTC
скоординированное универсальное время
4
ВВЕДЕНИЕ
Статистика катастроф мировой авиации показывает [1–6], что,
несмотря на значительные усилия, прилагаемые производителями авиационной техники и авионики для обеспечения безопасности полетов (БП), существенного снижения количества катастроф
и авиационных происшествий добиться не удается. Материальный
ущерб, наносимый авиационными катастрофами по всему миру,
в том числе с участием военных летательных аппаратов (ЛА), достигает десятков миллиардов долларов, а моральный урон в гражданской авиации вообще оценить крайне сложно. Именно поэтому
вопросы обеспечения безопасности полетов ЛА всегда находятся
в центре внимания разработчиков ЛА.
Руководящие документы Международной организации гражданской авиации (ИКАО), Европейской авиационной организации «Eurocontrol», Межгосударственного авиационного комитета
(МАК), Американской ассоциации государственных производителей авионики (RTCA), а также оперативно-тактические требования
(ОТТ) различных родов войск России к средствам и системам вооружения, определяют необходимость разработки как специальных
систем обеспечения безопасности полетов, так и улучшения технических характеристик применяемых навигационных систем (в том
числе ГНСС) для повышения эффективности использования ЛА [7,
8, 65].
Известно [1–3], что наибольшее количество катастроф в авиации
происходило и происходит до настоящего времени на этапе посадки
при столкновениях ЛА с землей или искусственными препятствиями в условиях ограниченной видимости.
Для повышения безопасности полетов ЛА в 50-х годах ХХ века
начались разработки инструментальных систем посадки метрового диапазона радиоволн, известных в настоящее время как системы типа ILS (Instrumental Landing System), а для предотвращения
столкновений ЛА с землей в 60-х годах появились системы предупреждения об опасном снижении типа GPWS (Ground Proximity
Warning System) в США и типа СОС (Система предупреждения об
Опасном Снижении) в СССР.
Разработка и внедрение инструментальных систем посадки и систем предупреждения столкновения с землей позволили снизить
количество катастроф ЛА и, если бы не ежегодный рост парка ЛА и
сети аэродромов, увеличение налета и старения авиационного парка в целом, то количество катастроф и происшествий к настояще5
му времени сократилось бы в значительной степени. К сожалению,
после некоторого снижения общего количества катастроф, обусловленного внедрением новых систем, обычно наблюдался их рост, который происходит и в настоящее время. Таким образом, не удается добиться качественного улучшения ситуации в части снижения
аварийности [187].
Необходимость повышения эффективности применения вооружения и военной техники привела к тому, что в конце 70-х годов ХХ
века военными ведомствами СССР и США были разработаны среднеорбитальные ГНСС нового поколения (ГЛОНАСС и GPS), которые обеспечивали ЛА точной навигационной информацией в любое время во
всех регионах Мира [9]. Высокая эффективность применения ГНСС
в военных областях дала толчок к широкому внедрению ГНСС и для
гражданских применений, начиная с 90-х годов ХХ века. В США
и Европе были разработаны и начали внедряться системы раннего
предупреждения близости земли типа EGPWS (TAWS) [10], использующие информацию от ГНСС, а в конце 90-х годов ХХ века появились аналогичные системы типа СРПБЗ в России [11, 12]. В начале
XXI века появились инструментальные системы посадки, использующие технологии ГНСС: сначала в США, на основе GPS [13, 14], а затем и в России, уже с использованием ГЛОНАСС и GPS [15–17].
Появление среднеорбитальных ГНСС (ГЛОНАСС, GPS) и начало
их практического использования в военных областях и в гражданской авиации привело к тому, что в настоящее время ИКАО рассматривает ГНСС как основное средство навигации на всех этапах полета гражданских ЛА [18].
Широкое применение ГНСС обусловлено рядом как технических, так и экономических факторов. Их совокупность обеспечивает определенные преимущества ГНСС по сравнению с другими
радиотехническими навигационными системами. И хотя ГНСС обладает некоторыми принципиальными недостатками, ее широкое
практическое использование объясняется тем, что устранение этих
недостатков для конкретных применений возможно недорогими, но
достаточно эффективными средствами.
Особенностью новых систем повышения безопасности полетов
ЛА, таких как СРПБЗ и инструментальных систем посадки на основе ГНСС (международное обозначение GLS – Global Landing System)
являются принципиально новые возможности, заложенные в системе ГНСС, которые приводят к качественному изменению подхода
к проблеме снижения уровня авиационных катастроф и происшествий.
6
Обобщая сказанное, можно сделать вывод, что одним из важнейших направлений развития технологий ГНСС является комплексное использование различных, ранее не взаимодействовавших между собой систем, в основе которых лежат принципы ГНСС.
Анализ современных тенденций систем обеспечения БП показывает, что несмотря на предпринимаемые усилия в настоящее время
появилось и усиливается противоречие, заключающееся в несоответствии между постоянно растущими требованиями к безопасности полетов и возможностями существующих радиотехнических
систем посадки и предупреждения столкновения ЛА с землей. Например, инструментальная радиомаячная система посадки не сможет предотвратить столкновение ЛА с землей или искусственным
препятствием в районе аэродрома со сложным характером окружающей местности. Ограниченность известных подходов, используемых в инструментальных системах посадки и системах предупреждения столкновения с землей, обуславливает актуальность
разработки новых методов, способов и устройств, позволяющих как
повышать эффективность каждой из этих систем, так и получать
дополнительные преимущества развития технологий ГНСС при
комплексном использовании этих систем.
Таким образом, актуальной является разработка и научное обоснование новых методологических подходов и технических решений, позволяющих обеспечить современные и перспективные требования к безопасности полетов ЛА.
Представленные в монографии результаты позволили разработать
новый методологический подход к решению задач повышения безопасности полетов ЛА как путем использования технологий ГНСС
по отдельности в системах предупреждения столкновений с землей
(СПС) и в системах спутниковой посадки (ССП), так и путем применения новых методов при комплексном использовании СПС и ССП.
Использование предложенных подходов дает возможность создавать и развивать новый класс интегрированных систем, что обеспечивает существенное повышение БП ЛА военной и гражданской авиации, а также увеличивает экономическую эффективность
гражданской авиации.
В монографии рассматриваются радиотехнические системы обеспечения БП ЛА, в которых используются спутниковые технологии на основе среднеорбитальных ГНСС, а также методологические
подходы, аппаратно-программные комплексы на основе ГНСС, обеспечивающие практическую реализацию предложенных подходов
к повышению БП.
7
Цель настоящей монографии состоит в систематическом изложении новых научно-обоснованных методических подходов и технических решений на основе технологий ГНСС, которые позволяют
снизить вероятность аварийных ситуаций при полетах военных и
гражданских ЛА.
Рассматриваемая проблема по своему характеру является комплексной и включает широкий спектр научно-технических направлений. Сюда относятся комплексный анализ состояния и выявление
основных проблем разработки и эксплуатации инструментальных
систем посадки и СПС, подходы к построению радиотехнических
комплексов на базе ГНСС, синтез структур построения ССП и СПС,
рекомендации по созданию многофункциональных систем.
В монографии представлены новые методы повышения точности, целостности, непрерывности, эргономичности и эксплуатационной готовности систем спутниковой посадки и предупреждения столкновения ЛА с землей, в которых используются технологий ГНСС, в том числе в условиях электромагнитных помех. Также
описаны новые методические подходы к разработке структур ССП
и СПС и новые методы повышения безопасности полетов, базирующиеся на комплексном использовании систем этих систем. Особенностью всех разработанных методов и структур построения радиотехнических комплексов является возможность их использования
в других областях науки и техники, связанных с высокоточным
определением параметров состояния объекта управления (автомобильный, морской и речной транспорт, военные системы навигации
всех родов войск). Практически все разработанные методы могут
применяться там, где используются технологии ГНСС и где необходимо обеспечить высокие требования к точности, целостности и непрерывности навигационной информации.
Практическая ценность монографии заключается в том, что на
основе разработанных в ней подходов удается систематизировать и
упростить процедуру принятия решения и снизить влияние субъективных факторов при выборе основных функциональных элементов навигационных комплексов, в том числе с использованием
экспертных навигационно-ориентированных систем, включающих
широкий круг критериев предпочтений для проведения многофакторного анализа. Использование предложенных в монографии подходов позволяет значительно сократить сроки разработки новых
систем безопасности полета, которые в максимальной степени используют существующие структуры бортовых навигационно-пилотажных комплексов на различных типах ЛА.
8
В главе 1 проведен анализ существующих систем посадки и предупреждения столкновения с землей, приведены их характеристики
и рассмотрены тенденции развития. Кратко описана структура и
функции ГНСС и указаны причины использования функциональных дополнений в системах спутниковой посадки и предупреждения столкновения с землей. Там же приведены требования к характеристикам систем спутниковой посадки и предупреждения столкновения с землей. На основе проведенного анализа рассмотрены
перспективные методы и средства повышения безопасности полетов
в системах спутниковой посадки и предупреждения столкновения
с землей. В конце главы проведен выбор показателей безопасности
полетов и формализована рассматриваемая проблема.
В главе 2 представлена методология построения систем спутниковой посадки и систем предупреждения столкновения с землей, предложен подход к выбору базовых элементов структур этих
систем, рассмотрена структура системы спутниковой посадки на
базе функциональных дополнений ГНСС наземного базирования и
структура системы предупреждения столкновения с землей при использовании технологий ГНСС. В конце главе определены направления и пути совершенствования рассмотренных систем для повышения безопасности полетов
В главе 3 представлены методы повышения безопасности полетов при использовании систем спутниковой посадки. Рассмотрены
методы построения и использования диаграмм объемного распределения ошибок многолучевого распространения радиоволн, метод
обеспечения целостности и непрерывности информации при заходе
на посадку и посадке ЛА с использованием интегрального отношения сигнал/шум для измеряемых псевдодальностей, метод компенсации ошибок определения псевдодальностей в наземной и бортовой подсистемах ССП на основе фазовых измерений и метод использования псевдоспутников в системах спутниковой посадки.
В главе 4 представлены методы повышения безопасности полетов
для систем предупреждения столкновения ЛА с землей. Рассмотрен
метод предупреждения столкновения ЛА с землей на основе трехмерного синтеза сечений подстилающей поверхности и отображения опасных элементов, метод оценки возможности вертикального маневра и
определения направления разворота, метод определения опасного рельефа с учетом возможности разворота ЛА на обратный курс и метод
анализа пространства внутри безопасного для полета коридора.
В главе 5 представлены комплексные технические решения по
совместному использованию систем спутниковой посадки и преду9
преждения столкновения с землей на базе технологий ГНСС. Определены принципы построения интегрированной системы безопасности полетов на основе систем спутниковой посадки и предупреждения столкновения с землей. Предложен метод предотвращения
посадки ЛА на несанкционированную взлетно-посадочную полосу
путем расчета виртуальной глиссады и способ оповещения о положении ЛА при посадке и движении после приземления. В конце
главы проведены оценки повышение безопасности полетов при использовании интегрированных систем.
В главе 6 даны рекомендации по применению предложенных
в работе технических решений в системах спутниковой посадки и
предупреждения столкновений с землей, определены принципы построения и конструктивные особенности бортового оборудования
для повышения безопасности полетов ЛА. Приведены примеры построение бортового навигационно-посадочного комплекса на базе
системы спутниковой посадки и системы предупреждения столкновения с землей. Представлены результаты летных испытаний и
практической эксплуатации. В конце главы выполнена интегральная оценка повышения безопасности полетов и даны рекомендации
по практическому применению предложенных технических решений.
В заключении приведены основные результаты, которых удалось добиться в процессе практического внедрения представленных в могнографии методологических подходов, структур построения систем, способов и устройств повышения безопасности полетов.
Монография подготовлена по результатам исследований авторов: д.э.н., профессора Антохиной Ю. А., к.т.н. Бабурова С. В.,
д.т.н.,профессора Бестугина А. Р., Переломова В. Н., д.т.н. Сауты О. И.
10
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПРОБЛЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ
Одной из важнейших проблем, стоящих перед военной и гражданской авиацией, является обеспечение посадки с заданным уровнем безопасности в любых метеоусловиях в любом регионе земного шара. Решение этой проблемы связано в первую очередь с оснащением ЛА и аэродромов инструментальными системами посадки
[19–22].
В то же время, обеспечение безопасность полетов является комплексной задачей, решение которой требует применения и других
средств, к которым относятся системы предупреждения столкновения ЛА с землей [8, 23–29].
Разработка и внедрение в эксплуатацию этих систем в свое время
обеспечили существенное снижение аварийности полетов. Однако,
для обеспечения современных требований к безопасности полетов
необходимо их дальнейшее совершенствование.
1.1. Анализ состояния и перспектив развития инструментальных систем посадки и систем предупреждения столкновения с землей
Системы инструментальной посадки. В настоящее время среди
всех инструментальных систем посадки наибольшее распространение получили радиотехнические системы, основанные на применении наземных радиомаяков [19, 20, 22], формирующих в пространстве такое фиксированное распределение электромагнитного поля
(диаграмму направленности), на основе которого можно определить
отклонения ЛА от плоскости курса и глиссады при выполнении захода на посадку. Эти системы относятся к классу радиомаячных систем
метрового диапазона радиоволн и имеют международное обозначение ILS (Instrumental Landing System) [18]. Другие типы радиотехнических систем посадки, такие как радиолокационные (РСП), со сканирующим лучом (MLS – Microwave Landing System) и др. получили
меньшее распространение, в основном из-за их высокой стоимости.
Характеристика различных видов радиотехнических систем посадки (СП) подробно представлены в литературе [18–22].
Основным достоинством систем типа ILS является их широкая
распространенность, достаточно высокая точность формирования
сигналов наведения и надежность. К недостаткам этих систем следует отнести большую стоимость оборудования и эксплуатации.
11
Бортовая подсистема
Наземная подсистема
ПНП
КРМ
Канал курса
Канал глиссады
ГРМ
МРМ
Маркерный канал
КРП
ГРП
МРП
ИМ
Рис. 1.1. Структура системы инструментальной посадки
СП типа ILS в общем случае состоит из двух радиомаяков: курсового (КРМ) и глиссадного (ГРМ) [19].
Обобщенная структурная схема СП представлена на рис. 1.1.
Диапазон рабочих частот КРМ составляет 108…112 МГц. Антенная система КРМ формирует в пространстве одновременно две горизонтальных диаграммы излучения. В результате сложения сигналов суммарное поле распределяется в пространстве таким образом,
что при полёте вдоль осевой линии ВПП отсутствует сигнал ошибки, а при отклонении от осевой линии сигнал увеличивается в положительную или отрицательную сторону.
Бортовое оборудование СП, измеряя величину соответствующего сигнала, определяет сторону и угол отклонения ЛА от плоскости,
проходящей через осевую линию ВПП.
Диапазон рабочих частот ГРМ составляет 329…335 МГц. Диаграмма направленности антенной системы ГРМ формируется в результате отражения радиоволн от поверхности земли, поэтому
к подстилающей поверхности, непосредственно прилегающей к антенной системе ГРМ, предъявляются повышенные требования.
В ГРМ используется тот же принцип работы, что и КРМ.
Пересечение плоскости курса и плоскости глиссады даёт линию
глиссады. Линия глиссады из-за неровностей рельефа местности и
препятствий в зоне действия радиомаяков подвержена искривлениям, величина которых нормируется для каждой категории системы посадки. Угол наклона глиссады в соответствии с требованиями
ИКАО выбирается в диапазоне 2…4° [18, 188].
Для удобства использования и контроля выполнения захода
на посадку на аэродромах используются маркерные радиомаяки
12
(МРM), размещаемые на продолжении осевой линии ВПП со стороны выполнения заходов ЛА на посадку. В отечественных СП обычно
используются два МРM (дальний – ДМР и ближний – БРМ). ДМР и
БМР излучают радиосигнал вверх в узком пространственном секторе. При этом их сигналы будут приняты на борту ЛА только в том
случае, если ЛА не сильно отклонился от плоскости курса. Когда
ЛА пролетает над МРМ, включается система оповещения. Сигнализация пролета БМР информирует пилота о том, что он находятся в непосредственной близости от ВПП и должен принять решение
в совершении посадки или уходе на второй круг.
Фактически, СП типа ILS, формируют в пространстве перед
взлетно-посадочной полосой (ВПП) две виртуальные плоскости:
курса и глиссады. Пересечение этих плоскостей задает в пространстве линию, называемую линией глиссады. Задачей пилота является удержание ЛА на этой линии при выполнении захода на посадку.
Таким образом, СП являются, по сути, системами наведения ЛА на
ВПП.
В конце 50-х годов XX века в СССР была разработана радиотехническая система ближней навигации (РСБН), в состав которой
входила посадочная радиомаячная группа (ПРМГ) и соответствующая бортовая подсистема [19, 21, 31–34]. В этой системе посадки,
работающей в диапазоне 800–900 МГц на тех же принципах, что
и ILS, в значительной мере было снижено влияние переотражений
от земной поверхности. Однако, система применялась только на военных аэродромах и ЛА, а стоимость ее по-прежнему была велика.
Для преодоления основных недостатков СП метрового диапазона длин радиоволн, в 1970-е годы в США, Европе и СССР начались
разработка и внедрение новой системы посадки, работающей в диапазоне сантиметровых длин радиоволн. Система получили наименование MLS – Microwave Landing System») [19–21]. Система MLS
не испытывает проблем с отражениями радиосигналов от поверхности земли, аэродромных сооружений и других ЛА, попадающих
в область облучения от антенн. Она более точно определяет местоположение ЛА в широком диапазоне углов перед ВПП. При использовании MLS появляется возможность выполнять заходы по криволинейным траекториям, уменьшаются интервалы безопасности,
увеличивается пропускная способность аэропорта в сложных метеоусловиях. Однако, стоимость наземной и бортовой частей MLS не
удалось существенно снизить по сравнению с оборудованием ILS
и это привело к тому, что авиакомпании и аэропорты не вложили
средства во внедрение этой системы.
13
Радиолокационные системы посадки (РСП) [19,21] не нашли широкого применения в гражданской авиации для обеспечения инструментальных заходов ЛА на посадку также по причине высокой
стоимости наземного и бортового оборудования. РСП в настоящее
время в основном используются в диспетчерских центрах управления воздушным движением (УВД) для контроля выполнения заходов ЛА на посадку.
Сложность и высокая стоимость оснащения аэродромов и ЛА инструментальными системами посадки по-прежнему препятствуют
снижению количества аварий и катастроф из-за того, что например,
в России из 1500 действующих аэродромов всего около 100 оснащены инструментальными системами посадки.
Для нормальной работы СП в аэропортах вводят ограничения на
передвижения ЛА на земле, чтобы они не затеняли и не отражали
сигналы КРМ и ГРМ, что снижает пропускную способность аэропортов, особенно при работе в сложных метеоусловиях. Традиционные СП могут служить только для прямых заходов с одной стороны
ВПП, поскольку линия равной интенсивности маяков всего одна.
В то же время, во многих аэропортах характер рельефа местности
требует более сложного захода, который можно осуществить при
наличии MLS.
Традиционные технологии обеспечения заходов на посадку c использованием ILS и MLS в настоящее время развиваются преимущественно путем модернизации бортового оборудования, в том числе интеграции его с оборудованием ГНСС [34–36].
Одновременно с развитием систем инструментальной посадки
создавались и совершенствовались системы предупреждения столкновений ЛА с землей.
Системы предупреждения столкновения с землей. Первыми из
систем такого класса появились системы предупреждения столкновения, которые по терминологии ИКАО обозначаются как GPWS
(Ground Proximity Warning System), разработанные в США [25] и
типа СППЗ (система предупреждения приближения земли), разработанные в СССР [37–39].
Обобщенная структурная схема СППЗ (GPWS) представлена
на рис. 1.2. Важнейшим элементом СППЗ является вычислитель.
В нем на основе текущих значений сигналов бортового радиовысотомера, датчика барометрической высоты, датчика воздушной скорости, бортового радиоприемника СП, а также в зависимости от положения шасси и закрылков, реализуются необходимые функции
(режимы) и формируются сигналы предупреждения об опасном
14
Бортовые
датчики и
системы
Аналоговый
или
цифровой
вычислитель
и
интерфейсные модули
Органы
управления
Бортовые средства
визуальной сигнализации
Бортовые средства
звуковой сигнализации
Рис. 1.2. Структурная схема системы
предупреждения столкновения с землей
сближении ЛА с земной поверхностью. Эти сигналы выдаются на
бортовые средства визуальной и звуковой сигнализации, расположенные в кабине пилота.
Важнейшим элементом СППЗ является вычислитель. В нем на
основе текущих значений сигналов бортового радиовысотомера,
датчика барометрической высоты, датчика воздушной скорости,
бортового радиоприемника СП, а также в зависимости от положения шасси и закрылков, реализуются необходимые функции (режимы) и формируются сигналы предупреждения об опасном сближении ЛА с земной поверхностью. Эти сигналы выдаются на бортовые средства визуальной и звуковой сигнализации, расположенные
в кабине пилота.
По статистике 70-х годов в мире каждый год около восьми коммерческих реактивных самолетов терпели катастрофу из-за столкновения с подстилающей поверхностью (по международной терминологии такие катастрофы получили наименование CFIT – Controlled
Flight Into Terrain) [40, 41], причем эти катастрофы происходили
с полностью управляемыми самолетами, пилотируемыми высококвалифицированным летным экипажем. Катастрофы, классифицируемые как CFIT, являются основным источником летных происшествий [42], за период с 1988 по 1995 в 37 катастрофах погибло 2200 человек [43, 44]. Расследования показали, что основными
причинами трагедий являлись плохие метеоусловия, навигационные ошибки, сложный рельеф, проблемы со связью. В течение 30
лет в процессе совершенствования элементной базы и развития вычислительной техники происходило совершенствование систем, но
набор основных функций этих систем оставался постоянным.
Несмотря на то, что внедрение систем СППЗ (GPWS) позволило
значительно уменьшить количество катастроф CFIT, полностью их
исключить не удалось (примерно 35% всех катастроф CFIT произошло с самолетами с установленной и функционирующей системой
предупреждения). Основными причинами этих катастроф были: от15
сутствие сигнализации (28%), поздняя выдача сигнализации и недостаточное время у пилота для исправления сложившейся ситуации (36%), неадекватные и запоздалые действия летного экипажа
(40%) [12].
Значительного прогресса в части снижения авиационных происшествий удалось добиться после внедрения новых функций, обеспечивших устранение основных недостатков систем класса СППЗ,
таких как запоздалая выдача сигнализации и незащищенность ЛА
от столкновений с подстилающей поверхностью и искусственными препятствиями. К этим новым функциям относятся функции
«оценки местности в направлении полета», «предупреждения о преждевременном снижении», «отображения характера подстилающей
поверхности на индикаторе».
Эта дополнительная функциональность реализована на основе
использования цифровых баз данных подстилающей поверхности,
искусственных препятствий и базы данных аэродромов и, самое
главное, использования информации от ГНСС [45].
Появление и широкое внедрение ГНСС в авиации создало реальную альтернативу традиционным средствам радионавигации
и в значительной степени ускорило развитие систем предупреждения близости земли, в которых реализована функция раннего предупреждения, включающая перечисленные выше новые функции.
Появление и широкое развитие ГНСС в настоящее время позволяет предложить новые решения для удовлетворения требований
по безопасности полетов в районе аэродромов и при посадке ЛА и
в то же время перейти к использованию относительно недорогого
оборудования. Последнее крайне важно для оснащения как многочисленных малооборудованных аэродромов и посадочных площадок, так и всего парка ЛА [46].
Использование ГНСС в военной авиации для высокоскоростных
ЛА [48] открывает новые возможности в части повышения мобильности и эффективности применения ЛА, учитывая, что в настоящее
время экономические факторы играют все более значительную роль
при реализации военных доктрин РФ [7, 47].
Применение ГНСС позволяет осуществить интеграцию таких ранее независимых и не взаимодействующих систем, как систем спутниковой посадки (ССП) и систем предупреждения столкновения
с землей (СПС) и обеспечить их функционирование на основе единых принципов, базирующихся на технологиях ГНСС.
В связи с этим целесообразно кратко рассмотреть основные функции, особенности построения и использования ГНСС.
16
1.2. Особенности глобальных навигационных спутниковых систем, как инструментальной основы повышения безопасности полетов
Упрощенная структурная схема построения ГНСС представлена
на рис. 1.3. и включает: космодром, систему космических аппаратов
(КА), аппаратуру потребителя, командно-измерительный комплекс
(КИК) и центр управления [9, 15, 16, 49]. Космодром обеспечивает
вывод КА на требуемые орбиты при развертывании ГНСС, а также
периодическое восполнение числа КА по мере выработки каждым
из них ресурса.
Система КА представляет собой совокупность навигационных
спутников (КА) передающих информацию потребителям. На спутниках размещаются средства пространственной стабилизации, аппаратура траекторных измерений, телеметрии, командного и программного управления, а также системы энергопитания и терморегулирования.
Командно-измерительный комплекс (КИК) служит для снабжения КА служебной информацией, необходимой для проведения навигационных сеансов, контроля и управления.
Аппаратура потребителей предназначена для приема и обработки сигналов с КА, для этого в приемнике предусматривается специализированное вычислительное устройство, решающее навигационную задачу.
Работа ГНСС основана на измерении расстояния между фазовыми центрами антенны аппаратуры потребителя и антенн КА, положение которых известно с высокой точностью [9, 16]. Метод измерения расстояния от КА до антенны приёмника основан на постоянстве скорости распространения радиоволн в пространстве. Помимо
эфемерид, спутник передает метки времени, которые позволяют одСистема космических аппаратов
Космодром
Центр
управления
Командно-измерительный
комплекс
Потребители
Рис. 1.3. Обобщенная схема построения ГНСС
17
нозначно оценить смещение временной шкалы приемника относительно системного времени ГНСС.
Введем следующие обозначения: Riизм – измеренная дальность
от приемника до i-го навигационного спутника; ∆ti – время распространения сигнала на трассе «i-й спутник – потребитель» на момент
проведения навигационного измерения; c – скорость распространения электромагнитных волн в пространстве.
Тогда расстояние от потребителя до i-го КА определится как:
Rièçì = ñ∆ti .
(1.1)
Уравнение (1.1) также можно записать через координаты i-го КА
(xi, yi, zi) и подлежащее измерению координаты потребителя (x, y, z)
в декартовой системе:
Rièçì =
( x − xi )2 + ( y − yi )2 + ( z − zi )2 , i=
1,2,...
(1.2)
Для решения уравнения (1.2) необходимо измерить дальности до
трех спутников, после чего решается система из трех нелинейных
уравнений с тремя неизвестными.
Однако в силу того, что шкалы времени КА и потребителя изначально не синхронизированы, при определении дальностей по уравнениям (1.2) появляется погрешность из-за их расхождения, но, поскольку производятся одномоментные измерения всех дальностей,
а шкалы времени навигационных спутников синхронизированы
между собой, то расхождение шкал «КА–потребитель» в момент
определения дальностей можно считать постоянной неизвестной
величиной, подлежащей оценке наряду с координатами потребителя. Обозначим эту неизвестную величину через hτ. Тогда уравнение
(1.2) может быть записана в виде:
Rièçì =
( x − xi )2 + ( y − yi )2 + ( z − zi )2 + ñhτ . (1.3)
Уравнение (1.3) содержит четыре неизвестные величины x, y, z,
hτ и для его решения требуется определение дальностей минимум
до четырех КА.
Результатом решения системы (1.3) при i = 1, 2, 3… являются координаты потребителя x, y, z и расхождение шкал времени сети КА
и аппаратуры потребителя hτ [9, 16].
Расхождение шкал времени сети навигационных спутников и
часов потребителя является одним из источников ошибок при определении дальностей.
18
В более общем виде система уравнений (1.3) может быть записана так:
èçì
Ri=
( x - xi )2 + ( y − yi )2 + ( z − zi )2 + ñ ⋅ hτ + ∆=
i, i
1,2,...,
(1.4)
где: ∆ i – погрешности определения дальности до i-го КА из-за неточности предсказания эфемерид, погрешностей скорости распространения радиоволн в тропосфере и ионосфере на трассах «i-й КА–
потребитель», ошибок многолучевого распространения сигналов
навигационных КА в месте приема, шумов приемного канала аппаратуры потребителя и естественных или преднамеренных помех.
Исходя из общей структуры и функций ГНСС, кратко рассмотрим особенности построения существующих разновидностей отечественных и зарубежных глобальных навигационных спутниковых систем.
Система ГЛОНАСС. Структура и функции отечественной системы ГЛОНАСС в целом соответствуют общей структуре ГНСС (см.
рис. 1.3). Особенности заключаются в технических характеристиках и принципе формирования навигационных сигналов. Орбитальная группировка включает 24 КА размещаемых на трех орбитах, сдвинутых по экватору на 120°, по восемь КА на каждой и характеризуется следующими параметрами: тип орбиты — круговая,
высота 19 100 км; период обращения 11 ч 15 мин, наклонение плоскости орбиты 64,8° (рис. 1.4) [9, 49, 50].
Способ разделения сигналов, излучаемых КА системы ГЛОНАСС – частотный. Сигналы КА идентифицируются по значению
номинала несущей частоты, лежащей в отведенной системе полосе частот. Предусмотрены две частотные полосы в диапазонах L1
(~1,6 ГГц) и L2 (~1,24 ГГц). Номиналы частот формируются по общему правилу:
fij= fj + i F0 j ,
(1.5)
где fij – номиналы литерных частот,
fj – первая литерная частота, F0j –
интервал между литерными частотами, i = 0, 1, …, 24 – номера литер
в каждом из диапазонов.
Для гражданских потребителей
системы ГЛОНАСС все КА излучают радиосигналы, модулированные
Рис. 1.4. Система космических
аппаратов ГЛОНАСС
19
дальномерным кодом и служебной информацией в диапазонах L1 и
L2. Одновременно передаются радиосигналы предназначенные для
военного использования, которые модулированы специальным кодом.
Аппаратура потребителей системы ГЛОНАСС в навигационном
сеансе производит беззапросные измерения дальности и радиальной скорости минимум до четырех КА. По результатам измерения
радионавигационных параметров и по извлеченной из кадра служебной информации определяются пространственные координаты
потребителя, составляющие скорости движения и поправка местной шкалы времени к системной шкале времени ГЛОНАСС [49].
Система GPS. Структура американской системы GPS также построена в соответствии с общей структурой ГНСС (см. рис. 1.3). Система космических аппаратов включает минимум 24 КА, гарантируя глобальное высокоточное навигационное определение в любой
момент времени.
Конфигурация GPS представляет собой совокупность из шести
круговых орбит высотой около 20 000 км по четыре КА на каждой
орбите. На рис. 1.5 представлен общий вид космической группировки спутников GPS [9]. Каждый КА GPS излучает сигналы, промодулированные двумя кодами: общедоступным С/А, который предназначенный для гражданских потребителей, и защищенным Р,
используемым только санкционированными потребителями. Оба
кода передаются на общей частоте f1 = 1575,42 МГц, двумя компонентами несущей, сдвинутыми на π/2 для исключения амплитудной модуляции. Коды Р и С/А синхронизированы по времени и являются дальномерными, т. е. служат для измерения псевдодальностей. Для передачи служебной информации применяется код D
(Data), которым модулируются обе
несущие [9, 52].
В системе GPS применяется кодовый способ разделения сигналов разных КА. Коды формируются двумя
генераторами псевдослучайной последовательности (ПСП), причем выбор начального состояния регистра
сдвига одного из кодов придает образуемой кодовой последовательности данного i-го спутника индивидуРис. 1.5. Система космических альную окраску. Из большого числа
аппаратов GPS
возможных состояний выбраны все20
го 32, которые порождают коды с наилучшими характеристиками в частотно-временной плоскости [9]. Таким образом, появляется возможность идентифицировать по коду все спутники системы,
число которых, не считая резервных, составляет 24.
В аппаратуре потребителей измеряются псевдодальность до КА
по оценке задержки дальномерной ПСП и радиальная скорость по
оценке доплеровского смещения частоты несущей. В сигналы кодов
Р и С/А закладывается соответствующий массив служебной информации, содержащий эфемериды, альманах, частотно-временные
поправки, метки времени, сведения о работоспособности бортовой
аппаратуры. По результатам измерений при использовании служебной информации решается навигационно-временная задача.
В настоящее время многие страны развертывают собственные
ГНСС для обеспечения независимости от систем ГЛОНАСС и GPS,
контролируемых соответствующими министерствами обороны. Европейский Союз, Китай, Япония и Индия проводят интенсивные исследования, направленные на создание собственных ГНСС. Предполагается, что эти новые системы (Галилео, Beiudow, QZSS, IRNSS
будут обладать характеристиками, соответсвующими характеристикам ГЛОНАСС и GPS.
Система «Галилео». Орбитальная группировка cистема «Галилео» будет находиться на трех круговых орбитах с наклонением 56°
и высотой 23 616 км, по 9 КА плюс один резервный на каждой. Совместно с модернизированными системами GPS и ГЛОНАСС система «Галилео» должна образовать перспективную Глобальную навигационную спутниковую систему. «Галилео», GPS и ГЛОНАСС
будут независимыми, но совместимыми и взаимодействующими
системами, совместное использование которых должно обеспечить
для многих применений требуемые характеристики обслуживания.
В системе «Галилео» планируется использовать 10 навигационных сигналов с правой круговой поляризацией в частотных диапазонах 1164–1215 МГц, 1215–1300 МГц и 1559–1592 МГц и один
сигнал для обеспечения функций поиска и спасения при взаимодействии с системой «Коспас-Сарсат».
Все КА системы «Галилео» будут работать на одних и тех же частотах, а для различения сигналов КА будет использоваться принцип кодового разделения каналов – CDMA.
Система COMPASS. Собственная навигационная система КНР
для стран Юго-Восточной Азии и Тихого океана находится в стадии
развертывания и к 2015 г. будет преобразована в полноценную по
возможностям ГНСС с системой из 25 КА. В состав системы будут
21
входить четыре геостационарных спутника, 12 КА на наклонных
геосинхронных орбитах и девять КА на круговых орбитах высотой
22 000 км. Дальномерные коды системы COMPASS идентичны по
структуре сигналам системы GPS и содержат компоненту с данными и без них.
В настоящее время глобальная навигационная спутниковая система ГНСС, включающая две системы: ГЛОНАСС (Россия) и GPS
(США) является международным стандартным средством навигации [18], используемым авиационными потребителями различных
типов и ведомств. Это означает, что, во-первых, ГНСС должна удовлетворять требованиям, указанным в международных Стандартах,
а во-вторых, что любые изменения или дополнения к соответствующим Стандартам могут производиться на основе предварительного
уведомления, по крайней мере за шесть лет до их внедрения.
Информация о местоположении, обеспечиваемая всем пользователям ГНСС, в том числе и авиационным, выражается в геодезических координатах Всемирной геодезической системы – 1984 (WGS84). Данные о времени выражаются в системе всемирного координированного времени (UTC).
Кратко остановимся на требованиях, которые предъявляются
к основным функциям и техническим характеристикам авиационных бортовых навигационно-информационных систем, использующих данные ГНСС.
В современной концепции навигации, разработанной ИКАО, и
основанной на характеристиках (PBN) [53], указывается, что требования к характеристикам бортовой системы зональной навигации
(RNAV) должны определяться в виде точности, целостности, эксплуатационной готовности, непрерывности и функциональных возможностей, необходимых для выполнения предполагаемых полетов в контексте концепции конкретного воздушного пространства.
Концепция PBN представляет собой переход от навигации, основанной на использовании конкретных датчиков, к навигации, основанной на характеристиках. Требования к характеристикам указываются в навигационных спецификациях, в которых также определяется, какие навигационные датчики и оборудование можно
использовать для обеспечения требований к заданным характеристикам. Эти навигационные спецификации излагаются достаточно
подробно в для того, чтобы обеспечить согласованность действий на
глобальном уровне путем предоставления государствам и эксплуатантам воздушных судов инструктивного материала относительно
реализации конкретного, в том числе бортового, оборудования.
22
Характеристики сигнала ГНСС в пространстве подробно описаны в [18] в предположении использования концепции «безотказного» приемника пользователя и без учета таких источников ошибок,
как ионосфера, тропосфера, помехи, шум приемника и многолучевое распространение. Этот абстрактный приемник применяется
только в качестве средства определения характеристик для комбинаций различных элементов ГНСС. Предполагается, что «безотказный» приемник должен быть приемником с номинальными характеристиками по точности и времени предупреждения и что такой
приемник не должен иметь отказов, которые затрагивают целостность, эксплуатационную готовность и непрерывность.
Рассмотрим основные требования, предъявляемые авиационными потребителями к характеристикам бортового оборудования, и
сравним их с характеристиками, потенциально обеспечиваемыми
системой ГНСС.
Точность. Требования к точности аппаратуры потребителей, использующей сигналы стандартной точности навигационных КА
ГЛОНАСС задаются нормативными документами [18, 50, 53]. Предполагается, что для определения навигационных параметров в бортовом оборудовании ГНСС используются КА с углом маски 5° и потребитель находится в околоземном пространстве, простирающимся до высоты 2000 км над поверхностью Земли.
Погрешность определения горизонтальных координат в бортовом оборудовании спутниковой навигации (БОСН) [54] должна быть
не хуже 32 м (с вероятностью 0.95) при движении ЛА с горизонтальным ускорением не более 5,7 м/с2 и скоростью изменения ускорения
не более 2,5 м/с3. При этом геометрический фактор HDOP, характеризующий расположение на небосводе используемых для определения координат КА, должен быть не более 1,5.
Для «безотказного» приемника пользователя в [18] указано, что
ошибки определения местоположения в горизонтальной плоскости
канала стандартной точности ГЛОНАСС не превышают 19 м (глобальное среднее для 95% времени) и не превышают 44 м для наихудшего места в околоземном пространстве (для 95% времени).
Погрешность определения высоты над поверхностью опорного эллипсоида в БОСН [18] должна быть не хуже 66 м (с вероятностью 0,95) при движении ЛА с вертикальным ускорением не более
4,9 м/с2 и скоростью изменения ускорения не более 2,5 м/с3. При
этом геометрический фактор VDOP, характеризующий расположение на небосводе используемых для определения координат НКА,
должен быть не более 3,0.
23
Для «безотказного» приемника пользователя в [18] указано, что
ошибки определения местоположения в вертикальной плоскости
канала стандартной точности ГЛОНАСС не превышают 29 м (глобальное среднее для 95% времени) и не превышает 93 м для наихудшего места в околоземном пространстве (для 95% времени).
В БОСН определение путевой скорости с вероятностью 0,95 в условиях полета оговоренных выше должно выполняться с погрешностью, не более чем 0,3 м/с, а определение путевого угла с вероятностью 0,95 при изменении путевой скорости от 100 км/ч до 1200
км/ч в условиях полета оговоренных выше, должно выполняться
с погрешностью от 35 до 3 угл. мин.
Выдача текущего значения времени UTC должна осуществляться БОСН с погрешностью, не более 0,001 с с вероятностью 0,95.
Для «безотказного» приемника пользователя в [18] определено, что
ошибки при передаче данных времени канала стандартной точности ГЛОНАСС не превышают 700 нс для 95 % времени.
Непрерывность. Непрерывность обслуживания для системы –
это способность системы выполнять свои функции в течение предназначенной операции без незапланированных перерывов. Непрерывность обслуживания представляет собой среднюю вероятность
того, что в течение заданного периода характеристики параметров
находятся в рамках установленных допусков [18].
БОСН должно обеспечивать непрерывность выдачи данных на
всех этапах полета ЛА, кроме точных заходов на посадку, с показателем не хуже, чем 1–10–4/час, а для точных заходов на посадку
с показателем не хуже 1–8·10–8 за 15 с.
Для «безотказного» приемника пользователя в [18] определено,
что непрерывность должна быть не хуже 1–10–4/час.
Эксплуатационная готовность. Эксплуатационная готовность
представляет собой процент времени на любом 24-часовом интервале, на котором предсказывается, что 95% ошибка определения местоположения (вследствие ошибок в космическом сегменте и сегменте
управления) меньше порогового значения для любой точки, находящейся в зоне действия. Она основывается на 95% пороговом значении
допустимых ошибок в горизонтальной и вертикальной плоскостях; и
эксплуатации в объеме обслуживания в течение любого 24-часового
интервала. Эксплуатационная готовность обслуживания предполагает наихудшее сочетание двух неработающих спутников.
Авиационное бортовое оборудование должно обеспечивать готовность не хуже, чем 0,95. Для «безотказного» приемника пользователя в [18] определено, что эксплуатационная готовность канала стан24
дартной точности ГЛОНАСС составляет не менее 99 % для обслуживания в горизонтальной и вертикальной плоскостях в среднем, и не
менее 90 % в наихудших местах.
Целостность. Под целостностью в авиационных приложениях
понимают меру доверия, которая может быть отнесена к правильности информации, выдаваемой системой в целом. Целостность
включает способность системы обеспечить пользователя своевременными и обоснованными предупреждениями (срабатываниями
сигнализации).
Независимо от метода обеспечения контроля целостности, БОСН
должно обеспечивать контроль целостности по горизонтальным координатам с характеристиками [54]: вероятность невыдачи сигнала
предупреждения составляет не более 0,001 на один час полета, вероятность выдачи ложного сигнала предупреждения не более 10–5
на один час полета
Для «безотказного» приемника пользователя в [18] определено, что целостность должна составлять при полете по маршруту и
в районе аэродрома не менее 1–10–7 за час, а при заходе на посадку
не менее 1–2·10–7 за заход.
Анализ приведенных выше требований авиационных потребителей к точности, непрерывности, готовности, целостности и сравнение их с потенциальными возможностями системы ГЛОНАСС показывает, что эти требования могут быть обеспечены при использовании данных ГЛОНАСС. Однако это не означает, что не требуется
применения специальных мер для повышения эксплутационных
характеристик БОСН. В частности, далее будут рассмотрены разнообразные функциональные дополнения ГНСС космического, наземного и бортового базирования, позволяющие гарантировано обеспечивать требуемые характеристики БОСН.
Основные характеристики рассмотренных выше глобальных навигационных спутниковых ГЛОНАСС и GPS приведены в табл. 1.1.
Требования к характеристикам ГНСС в целом приведены в табл. 1.2.
Чтобы удостовериться в том, что ошибка определения местоположения является приемлемой, определен порог срабатывания сигнализации, который представляет собой наибольшую ошибку определения местоположения, обеспечивающую безопасную операцию.
Ошибка определения местоположения не должна превышать данный порог без срабатывания оповещения. По аналогии с ILS система может деградировать в сторону увеличения ошибки сверх 95%,
но, не превышая контрольного порога. Требования к порогам срабатывания сигнализации приведены в табл. 1.3.
25
Таблица 1.1
Характеристики ГНСС
Наименование
ГЛОНАСС
Точность определения координат в плане
(95%), м
Точность определения высоты (95%), м
Значение
GPS
Галилео
28 (5)
13 (5)
15; 4*
60 (9)
22
35; 8*
Точность определения скорости (95%), м/с
Точность привязки времени к UTC
Глобальная доступность, %
0.3
0.02 0.5; 0.2*
20 нс
30 нс
99,8
*Примечания. При использовании двух частот.
Таблица 1.2
26
1–2×10–7
за заход
10 с
Эксплуатационная готовность (5)
10 с
От 0,99 до
0,99999
1–10–7/ч
От 0,999 до
0,99999
Неточный заход на посадку
с управлением 220 м
по вертикали
(APV-I)
15 с
От 5
до 1
От 0,99 до
0,99999
Начальный заход, неточный
220 м
заход (NPA),
Вылет
1–10–7/ч
От 0,5
до 0,3
От 0,99 до
0,99999
0,74
км
От 20
до 10
0,3/125
Непрерывность (4)
Маршрут, зона
аэродрома
1–10–7/ч 5 мин
Тип RNP
От 1–10–4/ч От 1–10–4/ч От 1–10–4/ч
до 1–10–8/ч до 1–10–8/ч до 1–10–8/ч
3,7 км
Не назначена
Маршрут
Целостность (2)
Не назначена
Верт.
95%
(1)(3)
Не назначена
Гориз.
95%
(1)(3)
20 м
Этап полета
1–8×10–6
в любые
15 с
Точность
Время до
предупреждения (3)
Требования к характеристикам ГНСС
Точный заход
на посадку по I 16,0 м
категории (8)
1–2×10–7
за заход
Эксплуатационная готовность (5)
1–2×10–7
за заход
От 0,99 до
0,99999
6с
Неточный заход на посадку
с управлением 16,0 м
по вертикали
(APV-II)
Тип RNP
0,03/50
От 0,99 до
0,99999
Верт.
95%
(1)(3)
8,0 м
Гориз.
95%
(1)(3)
От 6,0 м до
4,0 м
Этап полета
Непрерывность (4)
6с
Точность
1–8×10–6
1–8×10–6
в любые 15 с в любые 15 с
Целостность (2)
Время до
предупреждения (3)
Окончание табл. 1.2
0,02/40
Примечания:
1. Для осуществления планируемой операции на самой низкой высоте над порогом (HAT), требуется 95% значение ошибки определения местоположения с помощью СРНС. Детальные требования определены в части B, а инструктивный материал приведен в п. С.3.2 дополнения D [18].
2. Определение требования к целостности включает границу предупреждения,
в зависимости от которой оно может быть оценено. Значения границы предупреждения приведены в табл. 1.3.
3. В связи с тем, что требование непрерывности при полете по маршруту и в зоне аэродрома, при выполнении этапов начального захода на посадку, неточного захода на посадку (NPA) и операций вылета зависит от нескольких факторов, включая предполагаемую операцию, плотность воздушного движения, сложность воздушного пространства и эксплуатационную готовность альтернативных средств навигации, для этого требования даются интервалы значений. Более низкое значение
представляет минимальные требования для областей с низкой плотностью воздушного движения и простой структурой воздушного пространства. Более высокое значение соответствует областям с интенсивным движением и сложной структурой воздушного пространства.
4. Для требований эксплуатационной готовности дается диапазон значений, поскольку эти требования зависят от эксплуатационной потребности, которая основана на нескольких факторах, включая: частоту выполнения операций, погодные условия, масштаб и продолжительность отказов, эксплуатационную готовность альтернативных средств навигации, зону действия радиолокатора, интенсивность воздушного движения и обратимость эксплуатационных процедур. Более низкие значения требований соответствуют минимальной эксплуатационной готовности, при
которой система ГНСС используется на практике, но не может адекватно заменить
другие средства навигации (не ГНСС). Более высокие приведенные значения для
маршрутной навигации соответствуют использованию ГНСС в качестве единственного средства навигации в некоторой области. Более высокие приведенные значения
для операций захода на посадку и вылета отвечают требованиям к эксплуатационной готовности в аэропортах с большим объемом воздушного движения в предположении, что операции посадки и взлета на нескольких взлетно-посадочных полосах
взаимосвязаны, но используемые раздельные эксплуатационные процедуры гарантируют безопасность операции.
27
Таблица 1.3
Значения границы предупреждения
Типовая операция
На маршруте
На маршруте
На маршруте, в зоне аэродрома
NPA (неточный заход на посадку)
APV-I
APV-II
Точный заход на посадку
(I категория ICAO)
Порог срабатывания по
горизонтали
7,4 км
3,7 км
1,85 км
556 м
556 м
40,0 м
40,0 м
Порог
срабатывания
по вертикали
Тип RNP
Не назначено От 20 до 10
Не назначено От 2 до 5
Не назначено
1
Не назначено От 0,5 до
0,3
50 м
0,3 /125
20,0 м
0,03/50
15,0 … 10,0 м
0,02/40
Требование к показателю целостности навигационной системы
для отдельного ЛА по обеспечению полета по маршруту (не включая посадку), операций в зоне аэродрома, начального этапа захода
на посадку, неточного захода на посадку и вылета, определенному
на выходе приемника ГНСС, полагается равным 1–10–5 в час [54].
Сигнал в пространстве, передаваемый спутниковыми навигационными системами, одновременно обслуживает в широкой зоне
большое количество воздушных судов, летящих по маршруту, и
поэтому последствия потери целостности системы будут для системы управления воздушным движением значительнее, чем в случае использования традиционных навигационных средств. В связи
с этим, требования, представленные в табл. 1.2, являются более высокими, чем для обычной аппаратуры потребителей не авиационного применения, допускающей ошибку местоопределения до 100 м.
Для операций точного захода на посадку по ГНСС требования
к целостности в табл. 1.3 выбирались в соответствии с требованиями к ILS.
Для точного захода на посадку по I категории определен диапазон значений. Значение 4,0 м определяется техническими требованиями системы ILS и является консервативным выводом из этих
требований.
Анализ представленных структур и характеристик различных
ГНСС показывает, что их основным преимуществом является глобальная зона действия, охватывающая все регионы полетов различных типов ЛА, независимость от погодных условий и возможность
использования на любых типах ЛА.
28
Однако, характеристики точности, целостности, непрерывности
и готовности ГНСС не соответствуют требованиям к системам посадки и безопасности полетов в целом.
В настоящее время сама по себе ГНСС, без вспомогательных
средств и систем функциональных дополнений, зачастую не способна обеспечить требования к точности, целостности и непрерывности
данных, необходимых для обеспечения заходов на посадку в соответствии с требованиями к СП I категории ИКАО [18], не говоря уже
о более высоких категориях.
Для преодоления указанных недостатков ГНСС, в том числе с целью их использования авиационными потребителями и для повышения безопасности полетов, в конце 90-х годов началось широкое использование систем функциональных дополнений ГНСС. Далее рассмотрим функции и структуру построения основных видов
функциональных дополнений ГНСС.
1.3. Функциональные дополнения – основной способ повышения тактико-технических характеристик глобальных навигационных спутниковых систем
Для улучшения характеристик навигационных параметров
ГНСС, формируемых на основе сигналов КА, разрабатываются специальные функциональные дополнения (ФД) ГНСС [9, 15, 18, 55–
59], которые предназначены для:
– оценки соответствия характеристик излучения КА нормативам и контроля характеристик навигационного поля,
– формирования дифференциальных поправок и передачи их потребителю вместе с результатами контроля навигационного поля,
– использования в качестве дополнительных источников навигационной информации (псевдоспутников).
Причинами разработки и внедрения систем ФД являются недостатки систем ГНСС, препятствующие их непосредственному использованию потребителями (в том числе авиационными), требующими высоких показателей точности, целостности и непрерывности навигационного обеспечения.
Известно [9], что на точность определения приемоизмерителем
ГНСС первичных навигационных параметров влияет множество
факторов. Они связаны с особенностями формирования навигационных измерений, с характеристиками используемых сигналов,
среды распространения и т. д. Основными источника погрешностей
определения первичных навигационных параметров являются:
29
– погрешности, вносимые на КА или командно-измерительном
комплексе (КИК) (преимущественно эфемеридные ошибки),
– погрешности, вносимые на трассе распространения сигнала (в
ионосфере, тропосфере, переотражения);
– погрешности, вносимые в приемоизмерителе ГНСС (преимущественно шумовые ошибки).
Суммарная величина погрешности определения навигационных
параметров может достигать нескольких десятков метров, особенно
в условиях ограничения видимости КА в точке расположения антенны на ЛА, что происходит при выполнении маневров или при
полетах в условиях сложного рельефа местности.
Общая идеология построения систем спутниковой посадки (ССП)
на базе функциональных дополнений ГНСС наземного базирования
основана на использовании концепции дифференциальных подсистем [9, 15, 16, 18] и заключается в следующем. На расположенной
в окрестности аэродрома локальной контрольно-корректирующей
станции (ЛККС) осуществляется прием сигналов от системы КА
ГНСС и вычисление дифференциальных поправок (ДП) для измеренных на ЛККС псевдодальностей. Вычисление ДП обеспечивается благодаря тому, что координаты расположения антенн приемников ГНСС, входящих в состав ЛККС, известны с высокой точностью.
Затем эти ДП поправки, вместе с параметрами посадочной глиссады, передаются на ЛА и используются в бортовом приемнике ГНСС
для исключения из измерений псевдодальностей сильно коррелированных ошибок. В результате потребитель на борту ЛА получает
уточненные координаты и время, по которым формируются параметры наведения («ILS-подобные» сигналы) при выполнении точного
захода на посадку.
Эффективность применения дифференциального метода зависит
от степени пространственной и временной корреляции погрешностей на ЛККС и на борту ЛА. При сильной корреляции, систематическая часть погрешности будет исключаться практически полностью, а при слабой – появиться остаточная погрешность, которая
и будет определять характеристики навигационно-посадочной информации при заходе на посадку и посадке ЛА.
Рассмотрим основные системы ФД и принципы их работы. В настоящее время принято различать широкозоные, региональные, локальные и автономные подсистемы [9, 15, 16, 18]. Эта классификация построена по принципу расположения ФД: для широкозонных
и региональных систем ФД передающие станции располагаются на
КА, находящихся либо на геостационарных, либо на высокоэллип30
тичных, либо на средневысотных круговых орбитах. Передающие
станции локальных и некоторых региональных ФД располагаются
на земле. Автономные ФД построены с использованием бортовых
систем ЛА, таких например, как инерциальные навигационные системы (ИНС), и используются для повышения целостности и непрерывности навигационных данных ГНСС. Автономные ФД в настоящей работе не рассматриваются.
Принцип работы всех ФД основан на относительном постоянстве
значительной части погрешностей ГНСС во времени и пространстве, что позволяет оценить эти погрешности, используя независимые каналы наблюдения, и в дальнейшем передать их потребителю
для реализации в его аппаратуре дифференциального режима работы и формирования информации о целостности навигационных
параметров. Проведенные исследования [9, 60–64] показывают, что
использование дифференциального режима позволяет уменьшить
погрешность определения координат до величин меньших 1 м при
использовании кодовых измерений, и до величин меньших 0,1 м
при использовании фазовых измерений.
Примерами широкозоных ФД (SBAS по терминологии ИКАО) являются американская система WAAS, европейская EGNOS, японская MSAS или QZSS (Quasi-Zenith Satellite System), индийская
IRNSS. Все они используют геостационарные КА для передачи потребителям дифференциальных поправок и информации о целостности. Кроме того, КА этих систем могут излучать собственные навигационные сигналы, привязанные к системному времени ГНСС
и таким образом служить дополнительным источником навигационной информации. В России в настоящее время также создается
собственная широкозонная система СДКМ (система дифференциальной коррекции и мониторинга), КА которой располагаются на
высокоэллиптичных орбитах.
Перечисленные системы широкозоных ФД предназначены для
повышения целостности, достоверности, доступности и точности
ГНСС до уровня, соответствующего требованиям всех этапов полета
ЛА, вплоть до захода на посадку по I категории.
Предполагаемая точность определения координат с использованием SBAS, находится в пределах 2,5…5,0 м [57].
Системы региональных функциональных дополнений (GRAS)
для авиационных применений в настоящее время практически не
развиваются. Основной упор сделан на развитие локальных ФД
(GBAS по терминологии ИКАО), включение которых в дальнейшем планируется в общую сеть SBAS и GRAS. Локальные ФД име31
ют максимальную дальность действия около 50 км и чаще всего
включают одну локальную контрольно-корректирующую станцию
(ЛККС).
Кардинальное решение проблемы повышения безопасности посадки ЛА в настоящее время возможно на основе спутниковых систем посадки (ССП) на базе ГНСС с ФД на основе ЛККС. Основными
достоинствами таких систем являются:
– относительно невысокая стоимость наземного и бортового оборудования;
– возможность размещения наземного оборудования на любых
аэродромах;
– низкие эксплуатационные расходы для наземного оборудования;
– невысокая стоимость оснащения ЛА;
– возможность использования штатных антенн ЛА, которые уже
применяются в бортовом оборудовании системы ILS;
– обеспечение категорированной посадки для всех взлетно-посадочных полос (ВПП) аэродрома, располагающихся в радиусе до
50 км от ЛККС;
– гибкость, позволяющая реализовать криволинейные траектории захода на посадку, минимизирующие время полета, уровень
шума в населенных пунктах и интервалы посадки.
Анализ приведенных характеристик ССП показывает, что их
внедрение в настоящее время открывает реальные перспективы оснащения большинства аэродромов и ЛА, и, как следствие, повышение безопасности полетов.
ССП изначально разрабатывались таким образом, чтобы в максимальной степени сохранить хорошо зарекомендовавшие себя методики традиционных инструментальных систем посадки. Это касалось как отображения информации на самолетных индикаторах, так и выдачи сигналов в систему автоматического управления
(САУ).
Практически, при внедрении ССП, пилот или САУ ЛА не должны чувствовать разницы, – по какой из систем выполняется заход
на посадку.
Примерами авиационных ФД ГНСС являются системы SLS-4000
(США) и ЛККС-А-2000 (Россия) [17].
Альтернативная ЛККС, основанная на использовании псевдоспутников, имеет преимущество перед другими ФД типа GBAS,
поскольку не требует специального канала для передачи корректирующей информации, является дополнительной навигационной
32
ГНСС
Функциональные
дополнения
SBAS
GRAS
GBAS
Бортовые системы
ЛА
ССП
СПС
БОРТОВЫЕ
ИНДИКАТОРЫ
САУ
Рис. 1.6. Схема взаимодействия систем функциональных дополнений,
ГНСС и бортовых систем ЛА
точкой (в результате повышается точность и непрерывность). При
размещении в районе аэродрома нескольких псевдоспутников, такое ФД способно поддержать работу в критических ситуациях нарушения работоспособности созвездия КА ГНСС или при радиопротиводействии.
Существует множество вариантов построения ФД ГНСС наземного базирования, в том числе с использованием в качестве канала
передачи данных системы РСБН [65].
На рис. 1.6 представлена обобщенная схема взаимодействия систем ФД ГНСС и бортовых систем ЛА.
Следует заметить, что многие бортовые приемники ГНСС, которые используются в ССП и СПС, способны работать с сигналами
нескольких ФД, что обеспечивает дополнительное резервирование
в комплексных системах.
Для решения проблемы повышения безопасности полетов с использованием ССП и СПС, необходимо проанализировать предъявляемые к этим системам требования и определить, какие функциональные элементы оказывают наибольшее влияние на эффективность и безопасность, а затем разработать методы, способы и
устройства для решения этой проблемы.
1.4. Анализ требований к системам спутниковой посадки и системам предупреждения столкновения с землей
Рассмотрим требования к ССП и СПС [18, 21, 22, 55–59, 65].
Требования к ССП. В соответствии с [18], различают системы I,
II и III категорий: система I категории обеспечивает управление ЛА
при заходе на посадку от границы действия до высоты 60 м над ВПП
при видимости ВПП не менее 800 м. Система II категории должна
33
обеспечивать управление ЛА при заходе на посадку до высоты 30 м
над ВПП при видимости ВПП не менее 400 м. Системы III категории
предназначены для посадки с приземлением при ограничении или
отсутствии видимости земли. Регламентированы три типа систем:
система посадки категории IIIА должна обеспечивать наведение ЛА
при посадке до высоты 15 м и видимости на ВПП 200 м, по категории IIIB – до касания ВПП и видимости 50 м, по категории IIIС –
при полном отсутствии видимости.
В табл. 1.4 сведены общие требования к характеристикам инструментальных систем посадки, использующих ГНСС. Эти данные
получены путем консервативного вывода из требований к инструментальным системам посадки [18] вне зависимости от их типа и
в целом дают обобщенное представление о требуемых характеристиках систем посадки любого типа.
Таблица 1.4
Требования к системам спутниковой посадки
Категория
Погрешность,
95%
ГориВерзонтиталькальная, м ная, м
Целостность
Непрерывность
Время
до выдаДоступность чи предупреждения, с
I
16,0
4,0
1–2×10–7
(за заход)
1–8×10–6
(за 15 с)
От 0,99
до 0,99999
2
II
6,9
2,0
1–1×10–9
(за 15 с)
1–4×10–6
(за 15 с)
От 0,99
до 0,99999
1
IIIА
6,9
2,0
1–1×10–9
(за 15 с)
1–4×10–6
(за 15 с)
От 0,99
до 0,99999
1
2,0
(*) 1–1×10–9
(за 30 с)
(**) 1–1×10–9
(за 15 с)
(*) 1–2×10–6
(за 30 с)
От 0,99
(**) 1–2×10–6 до 0,99999
(за 15 с)
1
1,0
(*) 1–5×10–10 (*) 1–5×10–7
(за 30 с)
(за 30 с)
(**) 1–5×10–10 (**) 1–5×10–7
(за 15 с)
(за 15 с)
IIIВ
IIIС
(***)
6,2
3,5
От 0,99
до
0,999999
Примечание: (*) горизонтальная, (**) вертикальная, (***) проект.
34
0,5
Для повышения точности определения навигационных параметров традиционно используются дифференциальные методы [11,
12], реализуемые с использованием ФД ГНСС.
В основе всех дифференциальных методов лежит использование
контрольно-корректирующих станций (ККС). Однако задача вычисления дифференциальных поправок сама по себе является сложной
в условиях многолучевого распространения радиоволн, приводящего к их искажениям [63].
Анализ требований к целостности ГНСС [58, 59] показал, что
из общего бюджета ошибок (вероятности потери целостности)
2,0·10–7 за заход, на долю сигналов КА (ошибки в принятых псевдодальностях) приходится 1,4·10–7 за заход, на долю опорных приёмников локальной ККС (ЛККС) и на ошибки, связанные с геометрическим фактором 0,5·10–7 за заход, на долю бортового оборудования
приходится всего 1,0·10–8. Сюда входят ошибки приёма сигнала от
приёмника данных от ЛККС и все прочие ошибки в работе аппаратуры ССП. Указанные параметры требований необходимо обеспечивать комплексом мер, в которые должны входить как алгоритмы
контроля целостности, так и априорные высокие показатели надёжности оборудования.
Чтобы использовать ГНСС в условиях заходов по II и III категориям, требуется еще большая точность и целостность, чем для систем I категории.
ЛККС обеспечивают два вида обслуживания [55, 58]: заход на
посадку и определение местоположения. При заходе на посадку
обеспечивается наведение на конечных участках точного захода на
посадку, а также при выполнении «неточного» захода на посадку
(NPA) или некатегорированного захода на посадку с вертикальным
наведением (APV) в пределах эксплуатационной зоны действия
ЛККС.
Наземная и бортовая подсистемы ССП (ЛККС и ГНСС/ЛККС)
при определении местоположения предоставляют информацию о
местоположении в горизонтальной плоскости для обеспечения операций зональной навигации (RNAV) в пределах зоны обслуживания. Принципиальным различием между функциями точного захода на посадку и RNAV являются разные эксплуатационные требования, связанные с конкретными операциями, включая разные
требования к целостности данных.
Существует несколько возможных конфигураций ЛККС, отвечающих международным стандартам [18, 58]. Среди них можно выделить следующие:
35
а) конфигурация, которая обеспечивает только точный заход на
посадку по категории I;
b) конфигурация, которая обеспечивает точный заход на посадку по категории I, а также передает дополнительные параметры
предельных погрешностей местоположения в эфемеридах;
с) конфигурация, которая обеспечивает точный заход на посадку
по категории I и определение местоположения, передавая при этом
параметры предельных погрешностей местоположения в эфемеридах.
Технические характеристики ЛККС (точность, целостность, непрерывность и готовность выдаваемой информации) регламентируется рядом нормативных документов [18, 58]. Проанализируем эти
требования.
Точность определения дифференциальных поправок (ДП) должна быть не хуже 0,35 м (среднеквадратическая погрешность), а точность скорости изменения ДП – не хуже 0,05 м/с. Оценка ЛККС по
этому параметру требует наличия эталона с известным алгоритмом
формирования ДП. Обычно же точность ЛККС оценивают по конечному результату – точности местоопределения пользователя в дифференциальном режиме (вертикальное и боковое отклонение). Указанную точность целесообразно использовать в алгоритме контроля
целостности сформированных ДП внутри самой ЛККС (такая процедура имеет наименование «сигма–мониторинг» [59]).
Порог сигнализации для ДП должен быть не более 0.4 м для GPS
и 0.8 м для ГЛОНАСС. Этот параметр относится также и к алгоритму контроля целостности. Показатели целостности, непрерывности и времени до сигнализации устанавливаются в зависимости от
требуемых навигационных характеристик текущего RNP (required
navigation performance) [59].
Показатель готовности, характеризующий надежность элементов ЛККС, должен быть не хуже 1,0·10–4. Заметим, что интерфейс
навигационных приемников ГНСС должен обеспечивать обособление функций приемников и другого оборудования ЛККС.
Требования, соответствующие режиму захода на посадку по I категории (тип RNP: 0,02/40), приведены в [55, 58]:
– точность (95%) – по высоте: 4.4 м, боковое отклонение: 9,0 м.
– порог сигнализации об ошибке (тревога): 10,3 м.
– максимальная задержка выдачи сигнализации (тревоги): 3 с.
– риск целостности 2,0·10–7 на заход (150с).
Наземная подсистема (ЛККС) должна обеспечивать:
– риск целостности:1,5·10–7,
36
– риск непрерывности: 8,0·10–6 за 15 с (из них 1.1·10–6 обеспечивает каналом передачи данных, а 6,9·10–6 – ЛККС; при этом большая часть риска ЛККС отводится на потерю слежения за спутниками (4,5·10–6) и тесты целостности (2,3·10–6).
– эксплуатационную готовность (доступность) 99,9% (риск доступности 10–3).
Требования к целостности и непрерывности связаны с обеспечением более высокой точности, чем указано выше. Кроме того, эти
требования могут варьироваться в зависимости от применения системы. Так, например, требования к риску непрерывности зависят от структуры воздушного пространства в зоне посадки (плотности воздушного движения, сложности воздушного пространства,
эксплуатационной готовности альтернативных навигационных
средств и др.). Соответственно требования к целостности, непрерывности и доступности могут оказаться в дальнейшем более жесткими
(риск целостности 1,02,0·10–7, риск непрерывности 1,0–8,0·10–6, доступность 99,9–99,999%). При этом повысятся и требования к точности.
Минимальная зона действия ЛККС для обеспечения заходов на
посадку представлена на рис. 1.7.
В том случае, когда ЛККС передает дополнительные параметры
предельных погрешностей местоположения в эфемеридах, дифференциальные поправки могут использоваться только в пределах
максимального используемого расстояния (Dmax), определенного
в сообщении ЛККС типа 2 [18].
Вид сверху
±35°
±135 м
LTP
GPIP
28 км
±10°
37 км
Конечная траектория
захода на посадку
>7°
Вид сбоку
3000 м
Θ: угол
GPIP
глиссады
LTP
≤0.3Θ
Рис. 1.7. Минимальная зона действия ЛККС
37
Зона действия ЛККС, в которой обеспечивается определения местоположения ЛА с использованием GBAS, зависит от планируемых конкретных операций. Оптимальная зона действия для этого
обслуживания должна быть всенаправленной, для того чтобы обеспечивать определение местоположение ЛА за пределами зоны действия обеспечения точного захода на посадку.
Для точного захода на посадку и операций, основанных на определении местоположения с использованием ССП (GBAS), определяются различные уровни целостности.
Риск потери целостности сигнала в пространстве при посадки по
категории I составляет 2,0·10–7 на один заход на посадку, продолжительность которого обычно не превышает 150 с. Наглядно эту величину можно представить следующим образом: при выполнении
10 млн. заходов на посадку допускается не выдать предупреждение
пилоту о том, что параметры навигационной системы находится вне
допуска, не более чем в двух случаях.
В ССП определяются погрешности скорректированной ошибки
псевдодальности относительно опорной точки ЛККС (σpr_gnd), а также погрешности, обусловленные вертикальной (σtropo) и горизонтальной (σiono) декорреляцией вследствие пространственного разнесения ЛККС и ЛА. Эти погрешности используются в бортовом
оборудовании ГНСС/ЛККС [55] для расчета ошибок при решении
навигационной задачи и формирования сигнализации о нарушении
целостности, если ошибка превышает допустимые пороговые значения.
При выполнении конечного этапа захода на посадку в ССП стандартно используется траектория, которая представляет собой линию в пространстве, определяемую точкой посадочного порога ВПП
(LTP/FTP), точкой выставления направления траектории полета
(FPAP), относительной высотой пересечения порога (TCH) и углом
глиссады (GPA). Эти параметры определяются из информации, содержащейся в блоке данных FAS в сообщении типа 4 ЛККС или бортовой базе данных ЛА [18]. Связь между этими параметрами и траекторией FAS иллюстрирует рис. 1.8.
Смещение Δ−расстояния определяет расстояние от конца ВПП до
точки FPAP. Данный параметр вводится, чтобы дать бортовому оборудованию возможность вычислить расстояние до конца ВПП.
Местная вертикаль для захода на посадку определяется как нормаль к эллипсоиду WGS-84 в точке LTP/FTP и может существенно
отличаться от вектора местной гравитации. Местная горизонтальная плоскость для захода на посадку определяется как плоскость,
38
Вид сверху
D
Траектория FAS
LTP
FPAP
GARP
ВПП
Курсовая
ширина
Угол полномасштабного отклонения
Δ
305 м
Вид сбоку
Траектория FAS
GPA
LTP
Пересечение
траектории FAS
с физической ВПП
отклонения
FPAP
1C
TCH
Локальный уровень
LTP
Профиль
ВПП
GARP
GPIP
Рис. 1.8. Определение траектории FAS
перпендикулярная местной вертикали, проходящей через точку
LTP/FTP (то есть по касательной к эллипсоиду в точке LTP/FTP).
Базовая точка пересечения (DCP) – это точка на высоте TCH над
точкой LTP/FTP. Траектория FAS определяется как линия, проходящая через DCP и расположенная под углом равным углу глиссады (GPA) относительно местной горизонтальной плоскости. Точка
GPIP – это точка, в которой конечная траектория захода на посадку
пересекает местную горизонтальную плоскость. Точка GPIP реально может быть расположена выше или ниже поверхности ВПП в зависимости от кривизны ВПП.
Для совместимости с существующими типами систем посадки
(ILS, MLS) бортовое оборудование ГНСС/ЛККС должно выдавать информацию наведения в форме отклонений относительно желаемой
траектории полета, определяемой траекторией FAS. Такие отклонения в системах спутниковой посадки называют «ILS-подобными».
Для разных целей могут использоваться разные способы расчета отклонений. Один из способов расчета представлен в [66]. Стандартный алгоритм определен в [18, 55].
Ввиду высоких требований к точности определения местоположения ЛА при выполнении заходов по I категории, параметры FAS
должны определяться с высокой точностью: погрешность задания
39
координат точек LTP/FTP и FPAP не превышает 0,015 м. При этом
высота TCH задается с дискретностью (шагом) 0,1 м, а угол углу
глиссады GPA – с шагом 0,01°.
Передатчик VDB ЛККС является важной частью ЛККС и обеспечивает излучение данных и поправок к дальномерным сигналам ГНСС посредством УКВ-радиовещательной передачи цифровых
данных в диапазоне частот 108…118 МГц с разделением каналов
в 25 кГц. Этот диапазон позволяет использовать на борту ЛА антенну курсового приемника ILS в качестве антенны для бортового приемника VDB.
Учитывая высокие требования к характеристикам целостности
данных при выполнении точных заходов на посадку, к передатчику ЛККС предъявляются достаточно жесткие технические требования. Например, стабильность несущей частоты поддерживается
в диапазоне ±0,0002 % от выделенной частоты, кодирование данных
осуществляется посредством побитового сдвига фазы. Сами сообщения формируются в виде символов, каждый из которых состоит из
трех последовательных битов сообщения, а символы преобразуются
в дифференциальный 8-ми уровневый формат (D8PSK) посредством
сдвига фазы несущей частоты на 45°. Скорость передачи символов
поддерживается равной 10 500 символов/с (±0,005 %) и обеспечивает
номинальную скорость передачи информации 31 500 бит/с [18, 55].
Поскольку желаемая зона действия определения местоположения с использованием ССП может быть больше зоны действия одной ЛККС, для ее обеспечения может использоваться сеть ЛККС.
Эти станции могут вести передачу на одной частоте и использовать
разные интервалы времени (которых в настоящее время определено
восемь) на соседних станциях для исключения помех или же они
могут вести передачу на разных частотах.
Приемник VDB должен обладать высокой помехоустойчивостью и обеспечивать подавление помех на рабочем канале в присутствии сигналов от систем типа VOR, КРМ ILS и сигналов УКВ ЧМрадиовещания.
Для обеспечения всех типов траекторий движения ЛА в районе
аэродрома, диаграмма направленности АФУ приемника VDВ в горизонтальной плоскости должна быть всенаправленной.
Пороги срабатывания сигнализации по боку и по вертикали [18]
при точном заходе на посадку по категории I рассчитываются в ССП
соответствии с табл. 1.5 [18].
Порог срабатывания сигнализации по вертикали при точном заходе на посадку по категории I отсчитывается от высоты 60 м над
40
Таблица 1.5
Пороги сигнализации в ССП категории I
Расстояние (D) по горизонтали от ЛА
до точки LTP/FTP (в метрах)
Порог срабатывания сигнализации
по горизонтали (в метрах)
0 ≤ D ≤ 873
FASLAL
873 < D ≤ 7500
0,0044 D + FASLAL–3,85
D > 7500
FASLAL + 29.15
Высота (H) ЛА
над точкой LTP/FTP (в метрах)
Н ≤ 60
Порог срабатывания сигнализации
по вертикали (в метрах)
FASVAL
60 < Н ≤ 410
H > 410
0,095965 Н + FASVAL–5,85
FASVAL + 33,35
LTP/FTP. Для процедуры, использующей высоту принятия решения более 60 м, VAL на этой высоте принятия решения будет больше, чем переданный параметр FASVAL.
При обнаружении сбоя и при отсутствии резервного передатчика, должно предусматриваться прекращение обслуживания ЛККС,
если сигнал нельзя надежно использовать в зоне действия.
Для обеспечения требований к погрешностям определения навигационных параметров ЛА при выполнении заходов на посадку, к относительной точности геодезической съемки опорной точки
ЛККС предъявляются следующие требования [58]:
– погрешность геодезической съемки опорной точки ЛККС относительно системы координат WGS-84 должна быть не более 0,25 м
по вертикали и 1,0 м по горизонтали,
– для каждого опорного приемника (ОП) ЛККС погрешность
привязки фазового центра опорной антенны, должна быть не более
0.08 м относительно опорной точки ЛККС.
Более того, рекомендуется обеспечивать еще меньшие погрешности в определении указанных параметров ЛККС для повышения
эксплуатационных характеристик ССП в целом.
Требования к СПС. Ввиду того, что требования к системам предупреждения столкновений ЛА с землей формулируются в виде требований к выдаче предупреждений о том, что параметры состояния
ЛА попали в зоны фазовых пространств, нахождение в которых
представляет потенциальную опасность столкновения, то для СПС
важнейшим параметром является точность источников навигационной информации и точность цифровых баз данных рельефа местности и искусственных препятствий.
41
Hрв, м
800
700
600
500
400
300
200
100
0
750 м
Зона 1
«Опасный
спуск»
25 м/с
Опасный
спуск
Зона 2
«Тяни вверх»
8,5 м/c
Vуб = –25 м/с
36 м/с
Тяни вверх
7,5 м/c
750 м
Vуб = 0 м/с
Vуб = –3 м/с
15 м
4
9
6,5 м/c 7,6 м/с
14 19 24 29 34 39 Vуб, м/с
Чрезмерная скорость снижения (режим 1)
Hрв, м
800
700
600
500
400
300
200
100
0
Земля.
Тяни вверх
A
750 м
26 м/с
20,7 м/с
500 м
B
A
А
Зона 1
«Земля, земля» (при входе
в зону)
«Земля!» (при нахождении
анализируемых параметров ВС в зоне 1
долее времени звучания речевого
сообщения «Земля, земля»)
B
5
10,4 м/c 15
25
15 м
Земля,
земля.
Земля,
земля.
.
В
Земля.
Тяни вверх
35 Vурв, м/с
Опаснаяскоростьсближениясподстилающейповерхностью (режим 2)
Рис. 1.9. Примеры фазовых плоскостей и зон сигнализации в СПС
На рис. 1.9 слева приведены примеры фазовых плоскостей с зонами сигнализации, при попадании параметров состояния ЛА в которые СПС формирует соответствующую сигнализацию [67]. Справа приведены иллюстрации, поясняющие смысловую нагрузку возникающей сигнализации.
На рис. 1.10. слева приведен пример конфигурации защитных
пространств в СПС, используемых для формирования сигнализации в режиме оценки рельефа местности в направлении полета.
Справа приведен рисунок, поясняющий причину возникновения
сигнализации.
Основным источником информации для режимов СПС, рассматриваемых в настоящей работе, является ГНСС. В нормативной документации на СПС указывается [45], что точность ГНСС достаточна для обеспечения работы системы СПС. Любое повышение точности, целостности и непрерывности определения навигационных
параметров, которого удастся достигнуть за счет улучшения характеристик радионавигационной информации ГНСС, в том числе
и при использовании функциональных дополнений, будет в целом
повышать безопасность полетов.
42
Впереди земля.
Уходи
Внимание,
земля
“Земля.Уходи”
Впереди земля.
Уходи
Wп
Нмд
W
Vyg
"Впереди
земля"
Θ
Θ
"Внимание,
земля"
а) – профильная проекция зон сигнализации в режиме 7
5°+∆
250 м
ωy
Wп
250 м
Время
полета:
5°
0с
15 с
30 c 35 с
45 с
50 с
60 с
б) – плановая проекция зон сигнализации в режиме 7
Рис. 1.10. Конфигурации защитных пространств СПС в режиме оценки
рельефа местности в направлении полета
Одним из источников ошибок в СПС являются неточности цифровых баз данных рельефа местности, требования к которым определены документами [68]. В настоящей работе эти ошибки рассматриваться не будут. Следует только заметить, что ошибки в определении, например, высоты рельефа в настоящее время для полетов
в районе аэродрома не превышают 1 м [69].
43
Нормативные документы [1–15] определяют основные функции
и требования к СПС, которые должны обеспечивать сигнализацию
для пилота о нахождении ЛА в таких условиях полета, которые могут привести к столкновению с землей. Эти условия формулируются следующим образом:
– чрезмерная скорость снижения,
– опасная скорость сближения с подстилающей поверхностью,
– потеря высоты после взлета,
– приближение к подстилающей поверхности в конфигурации,
не соответствующей посадочной,
– значительное отклонение ниже линии глиссады.
Перечисленные выше условия предназначены для предупреждения пилота о том, что ЛА уже находится в условиях, развитие которых может привести к катастрофе. Эта группа условий традиционно называется «основными режимами» СПС.
Для устранения недостатков СПС, обусловленных поздней выдачей сигнализации, в частности при полетах в условиях сложного
рельефа местности и незащищенностью ЛА от столкновений с искусственными препятствиями, в конце 90-х годов были введены дополнительные новые функции:
– оценки местности в направлении полета,
– предупреждения о преждевременном снижении,
– формирования и вывода изображения характера подстилающей поверхности на индикатор [45].
Введение этих требований в значительной степени было обусловлено тем, что «основные режимы» системы уже не обеспечивали необходимые требования к безопасности в условиях постоянно
возрастающей интенсивности полетов, а также тем, что появились
ГНСС, технико-экономические характеристики которых позволили
начать массовое внедрение систем с новыми функциями. Эта новая
группа функций получила название «режим раннего предупреждения».
Как уже отмечалось ранее, появление СПС и дальнейшее их совершенствование привело к определенному снижению аварийности
полетов. Более того, для частичного устранения недостатков СПС
различными производителями постоянно водились дополнительные функции или модернизировались существующие. В частности
появились такие функции, как предупреждение о недопустимом
различии показаний барометрического и радиовысотомеров, превышении допустимого крена и т. п. Для устранения недостатков группы функции «режима раннего предупреждения» применялись раз44
личные способы формирования прогнозируемой траектории полета
и снижения ложных сигнализаций, описанные например в [12, 67].
Общим недостатком всех реализованных до настоящего времени
в СПС функций является то, что они фактически предупреждают
об уже наступившем событии или о том, что в скором времени это
событие может наступить. Это приводит к тому, что пилот вынужден предпринимать действия по уходу из опасной ситуации, прекратив выполнение текущих боевых задач или задач текущего этапа
полета. В то же время, принципиально важной проблемой является разработка таких методов, которые позволили бы предотвратить
попадание ЛА в состояние, требующее дополнительных действий
экипажа по выходу из него, а для БЛА принципиальным является
формирование таких сигналов управления, которые позволят избежать аварийной ситуации.
В рамках настоящей работы на основании исследований авторов
будет показано, как основные методы, направленные на повышение
безопасности полетов ЛА путем повышения точности, целостности
и непрерывности радионавигационных сигналов ГНСС, приводят
к повышению эффективности использования авиации. Очевидно,
что это обусловлено использованием универсальных технологий
ГНСС, применяемых как в гражданской, так и в военной областях
[123, 154, 171, 172].
Теперь, проанализировав основные характеристики ССП и СПС
перейдем к рассмотрению методов и средств, внедрение которых позволит решить проблему повышения эффективности и безопасности полетов.
1.5. Общие методы и средства повышения эффективности и безопасности полетов при использовании систем спутниковой
посадки и систем предупреждения столкновения с землей
Несмотря на ожидаемую высокую экономическую и техническую эффективность внедрения ССП и СПС, использующих технологии ГНСС, для их практического внедрения требуется преодолеть
ряд принципиальных технических проблем. Основная цель, которая преследуется при этом – обеспечение требований, предъявляемых к системам посадки в целом.
Можно выделить несколько основных задач методы решения которых будут рассмотрены далее. К таким задачам относятся: рациональный выбор приемника ГНСС, обеспечение точности, целостности, непрерывности и готовности навигационной информации
45
ГНСС, поддержка работы системы при деградации ГНСС или в условиях действия помех, проблемы предотвращения попадания ЛА
в опасные ситуации как при полетах в условиях сложного рельефа
местности, так и при выполнении посадки.
Наиболее важным элементом аппаратной части ГНСС, с точки
зрения его использования в ССП и СПС, являются приемоизмерители (приемники), которые в значительной степени определяют технические характеристики этих систем. Использование ГНСС в качестве основы для построения ССП и СПС предполагает применение
функциональных дополнений ГНСС и выбор конкретного типа приемника для рационального построения их структур.
Рассмотрим подробнее основное содержание методов и средств повышения безопасности полетов, которые представлены на рис. 1.11
и исследуются в настоящей работе.
Рациональный выбор приемника ГНСС на первый взгляд, кажется, достаточно простой задачей. Однако, как будет показано
в разделе 2 настоящей работы, такой выбор относится к классу многофакторных задач, для решения которых необходима разработка
соответствующих методов, в том числе с использованием теории нечетких множеств. Ошибочный выбор ведет к неэффективности разработки и эксплуатации системы.
Методы и средства повышения безопасности полетов
Разработка
требований
к оборудованию.
Оптимальный выбор
ключевых функциональных элементов
(приемник ГНСС,
антенны, процессор
и др.)
Аппаратные
средства
Улучшение качества
навигационной
информации




Повышение:
точности
целостности
непрерывности
готовности
Комплексирование
Программные
средства
Предотвращение
попадания ЛА в
опасные ситуации
Формирование
безопасных
траекторий
Организационно-технические средства
Рис. 1.11. Методы и средства повышения безопасности полетов
46
В случае корректного выбора приемника ГНСС для ССП и СПС
появляется возможность улучшения качества навигационной информации, в том числе повышение точности местоопределения ЛА,
целостности, непрерывности и готовности данных. Эти характеристики определяют вероятность успешной посадки и, следовательно,
безопасности полетов в целом.
Предотвращение попадания ЛА в опасные ситуации, являющееся основной задачей СПС, может быть реализовано различными методами. В настоящей работе рассматриваются наиболее общие методические подходы к формированию безопасных траекторий, индикации прогнозируемого положения ЛА при посадке.
1.6. Показатели безопасности полетов
Безопасность полетов (БП) всегда была решающим фактором во
всей деятельности авиации. Это отражено в целях и задачах Международной организации гражданской авиации ИКАО [1–6, 8].
В любой системе необходимо задать и измерять конечные показатели, с тем, чтобы определить соответствие данной системы ожидаемым результатам и выяснить возможные области, где требуется предпринять определенные меры по улучшению результатов для
достижения ожидаемого уровня.
В ИКАО принята концепция приемлемого уровня БП, которая
отвечает необходимости использовать подход, основанный на показателях безопасности, заданных уровнях БП и требованиях к БП,
для которых можно установить показатели надежности полученных результатов и/или точности.
В настоящее время ИКАО определяет необходимое условие снижения вероятности катастроф ниже 10–6 (т. е. одно происшествие
с человеческими жертвами на миллион полетов) [8].
Пример уровня безопасности может быть выражен следующим
образом: 0.5 происшествий с человеческими жертвами на 100 000
час. полетного времени для авиакомпаний (показатель безопасности) со снижением данного коэффициента на 40% за 5 лет (заданный уровень безопасности).
В традиционном подходе основное внимание при обеспечении
БП уделялось соблюдению все более усложняющихся нормативных требований. Этот подход был достаточно эффективным вплоть
до конца 1970-х годов, когда динамика авиапроисшествий (АП) выровнялась. Происшествия продолжали иметь место, несмотря на
все правила и нормативные положения. Данный подход к безопас47
ности полетов предусматривал ретроактивное реагирование на нежелательные события путем предписания мер, направленных на
предотвращение их повторения. Вместо определения наилучшей
практики или желательных стандартов усилия сосредоточивались
на обеспечении соблюдения минимальных стандартов. При частоте происшествий с человеческими жертвами примерно равной 10–6,
которое в настоящее время является тем показателем, на который
ИКАО ориентирует авиационное сообщество, дальнейшее повышение уровня БП с использованием этого подхода становилось все более трудной задачей.
Современный подход, обеспечивающий приемлемый уровень
риска в условиях расширения деятельности авиации, заключается в переходе от чистого реагирования к проактивному методу [71].
Считается, что помимо прочной базы законодательных актов и нормативных требований, основанных на требованиях технических
стандартов (SARPS) ИКАО, эффективную роль при управлении БП
играет целый ряд факторов, таких например как применение научно-обоснованных методов управления факторами риска; обеспечение комплексной подготовки эксплуатационного персонала в области БП (включая аспекты человеческого фактора) и др.
Ни один из элементов повышения безопасности в отдельности
не способен удовлетворить сегодняшние ожидания в отношении
управления факторами риска. Только комплексное применение
большинства этих элементов может повысить устойчивость авиационной системы к небезопасным действиям и условиям.
В целом, подход ИКАО к обеспечению БП может быть представлен в виде нарастающего учета разнообразных факторов, как представлено на рис. 1.12.
СЕГОДНЯ
ТЕХНИЧЕСКИЕ ФАКТОРЫ
ЧЕЛОВЕЧЕСКИЕ ФАКТОРЫ
ОРГАНИЗАЦИОННЫЕ ФАКТОРЫ
1950
1970
1990
Рис. 1.12. Эволюция в учете факторов,
влияющих на безопасность полетов
48
2000
80
60
40
20
0
1
2
3
4
5
6
7
1 – ошибки в технике пилотирования и не правильное решение экипажа в полете (65%);
2 – неудовлетворительное управление полетом, нарушение экипажем правил выполнения
полетов (13,6%), 3 – ошибочные действия экипажей (7,6%); 4 – недостатки в организации
работ заказчика (2,3%); 5 – причины событий не установлены (4,1%); 6 – недостатки в работе
УВД и метеобеспечения (4,6%); 7 – недостатки в работе аэропортовых служб (2,2%).
Рис. 1.13. Основные причины авиационных происшествий
Единого показателя БП, который был бы приемлем для всех случаев, не существует [71]. Показатель, выбранный для выражения
заданного уровня безопасности, должен соответствовать сфере применения, с тем, чтобы обеспечить возможность эффективной оценки состояния безопасности с помощью тех же параметров, которые
использовались при определении заданного уровня безопасности.
Перед тем как перейти к выбору показателей, дающих оценку
эффективности предлагаемых методов с точки зрения повышения
БП, кратко рассмотрим состояние БП в целом, основные причины
АП и наиболее опасные этапы полетов. Это позволит определить,
где и что в первую очередь необходимо исправлять или улучшать.
Распределение основных причин авиационных происшествий по
статистике ИКАО приведено на рис. 1.13.
Наиболее характерными причинами АП являются недостатки
в предполетной подготовке, недостаточная квалификация пилотов,
ошибки пилота при оценке расстояния и скорости, недостаточное
знание экипажем особенностей ЛА, продолжение полета в сложных метеоусловиях, не правильная оценка пилотом скорости снижения при заходе на посадку.
На рис. 1.14. приведена статистика катастроф за последние годы
по России, США и Миру в целом [5].
На рис. 1.15. приведены факторы катастроф при пассажирских
перевозках самолетами взлетной массой более 10 т по СНГ, по Миру
в целом и по США [5, 72–74].
По данным фирмы «Боинг» [73] в гражданской авиации с 1959 по
1995 год 56,7% всех катастроф в мире имело место во время начального и конечного этапов захода на посадку и на посадке, 20,1% – во
49
Число катастроф на 100 тыс. часов налета при регулярных пасажирских
перевозках на магистральных авиалиниях
(Россия, США, ИКАО)
Nкат
0,2
0,18
0,16
0,14
0,12
0,1
0,08
0,06
0,04
0,02
0
1994
1996
Россия
1998
ИКАО
2000
США
Годы
2002
2004
2006
2008
Рис. 1.14. Показатели безопасности полетов
6%
4% 3% 1%
16%
11%
4%
3%
2%
14%
20%
12%
10%
9%
9%
2%
21%
7%
2%
5%
14%
5%
6%
16%
34%
30%
Весь мир
СНГ
1
2
3
4
5
6
7
8
34%
США
9
Отказы аппаратуры (1). Ошибки экипажа при отказах аппаратуры (2). Ошибки
экипажа (3). Ошибки экипажа и неблагоприятные внешние воздействия (4). Ошибки
экипажа и УВД (5). Недостатки УВД (6). Неблагоприятные внешние воздействия (6).
Диверсии, ПВО (7) Неустановленные причины (8). Другие причины (9).
Рис. 1.15. Факторы катастроф при пассажирских перевозках
самолетами взлетной массой более 10 т
время взлета и начального участка набора высоты. На этап крейсерского полета приходится 5,7% катастроф.
В табл. 1.6 приведено сравнение распределения катастроф по этапам полета для мировой гражданской авиации (ГА), военно-транспортной авиации (ВТА) и дальней авиации (ДА) [12].
Несмотря на принимаемые авиационным сообществом меры,
доля авиационных происшествий, отнесенных к так называемому
«человеческому фактору», остается высокой (60–70%) и практически не снижается [8]. Это свидетельствует о частичном исчерпывании возможностей такого рода мероприятий, нацеленных главным
образом на совершенствование работы человека – оператора.
Другим направлением снижения аварийности является модернизация конструкции ЛА. Так, в «Руководстве но предотвращению
50
Таблица 1.6
Авиационные происшествия на различных этапах полета (в %)
ГА
ВТА
ДА
Среднее
Взлет
14
8,23
6,5
12,5
Начальный набор высоты
7,4
7,5
8,1
7,5
Набор высоты
Полет по маршруту
Снижение
6,6
6,0
6,2
2,5
20,0
2,5
8,0
31,5
6,5
6,3
9,9
6,0
Начальный этап захода на посадку
7,0
6,7
5,6
6,8
Конечный этап захода на посадку
20,1
11,7
8,9
18,2
Посадка
32,7
40,8
25,1
32,8
Этап полета
Примечания:
Этап взлет начинается с момента начала движения по полосе и заканчивается
набором условной высоты препятствия равной 10,7 м и безопасного значения скорости взлета Vвзл.
Начальный набор высоты начинается с высоты 10,7 м и до набора высоты 400 м.
Набор высоты начинается на высоте круга и заканчивается занятием заданного
эшелона полета и набором крейсерской скорости.
При полете по маршруту самолет движется на установленном эшелоне, представляющем собой одну из поверхностей постоянного атмосферного давления.
На этапе снижения самолет совершает полет с потерей высоты по наклонной траектории.
На начальном участке захода на посадку выполняется предпосадочный маневр
по прямоугольному маршруту («коробочке»), в процессе которого самолет совершает четыре разворота..
Конечный этап захода начинается с момента пересечения самолетом луча глиссады. В точке пересечения луча глиссады самолет переходит в режим снижения по
наклонной траектории глиссады.
Этап посадки начинается с высоты от 15 до 20 м и, в самом общем случае, состоит из четырех участков: выравнивания, выдерживания, парашютирования, пробега. В процессе выравнивания самолет движется по криволинейной траектории, что
позволяет к концу этого участка снизить вертикальную скорость до безопасной. На
участке выдерживания самолет совершает горизонтальный полет на высоте от 0,5
до 1 м с целью уменьшения горизонтальной скорости до допустимой величины. При
парашютировании самолет двигается по криволинейной траектории до момента касания земли. После приземления самолета начинается заключительный этап посадки – пробег, завершающийся полной остановкой самолета.
авиационных происшествий ИКАО» сказано, что конструкция ЛА
должна предусматривать уменьшение вероятности человеческих
ошибок. Иными словами машина должна «прощать» человеческие
ошибки и смягчать их последствия. Если сами по себе ошибки не
являются очевидными, то экипаж должен получить сигнал об их
появлении [68].
51
Анализ представленных выше данных и концепции безопасности ИКАО позволяет сделать следующие выводы:
– наибольшее количество АП происходит при заходе на посадку
и посадке ЛА.
– основными причинами АП являются ошибки в технике пилотирования и неправильные решения экипажа в полете.
– необходим комплексный подход к проблеме безопасности полетов, включающий как решения в части повышения технических
характеристик систем, так и решения, связанные с доведением соответствующей информации экипажу ЛА.
На основании сделанных выводов предлагается следующий подход к обеспечению безопасности полетов:
1. Необходимо разрабатывать и внедрять такую систему посадки, которая будет способна обслуживать все типы ЛА в любом регионе земного шара и которая обладает высокой точностью, целостностью и непрерывностью при определении навигационных параметров. В качестве такой системы в настоящее время практически
единственной альтернативой является спутниковая система посадки (ССП).
2. Для исключения неправильных действий экипажа необходимо разрабатывать и внедрять такую систему предупреждения столкновения с землей (СПС), которая будет предотвращать неправильные действия экипажа на различных этапах полета, и в том числе
на наиболее аварийно опасных этапах: при посадке и пробеге по
ВПП. В качестве такой системы в целесообразно использовать современные системы предупреждения столкновения с землей, базирующиеся на применении технологий ГНСС.
3. Ввиду того, что функциональным ядром как ССП, так и СПС
является ГНСС, то возникает возможность найти такие пути и
принципы совместного (комплексного) использования этих систем,
которые позволят существенно повысить безопасность полетов ЛА.
Введем теперь группу показателей, которые позволят оценить
эффективность предлагаемых подходов к повышению БП и уменьшат вероятность АП.
В настоящее время для оценки уровня БП применяют статистические показатели. Эти показатели бывают общими и частными,
абсолютными и относительными [8]. Общие показатели (АП, катастроф, жертв и др.) характеризуют БП в целом. Частные показатели
(число АП по j-й причине или на i-м этапе) – по конкретным причинам или на определенном этапе. Более универсальными являются
относительные показатели БП, в которых количество событий с ЛА
52
дается на определенный объем наработки или выполненных работ
[71]:
ni
Kfi = f L ,
f
(1.6)
где – nfi число АП, Lf – объем работ (наработка), f – индекс вида события, i – индекс типа ЛА.
Статистические показатели БП являются объективными критериями и в этом их главная ценность. Вместе с тем эти критерии имеют и ряд существенных недостатков: они оценивают БП уже после
совершения АП; они не могут быть использованы для прогнозирования уровня БП, так как не учитывают особенностей новой техники, изменения условий ее эксплуатации, не позволяют определить
степень опасности неблагоприятных факторов и их влияние на БП
и, следовательно, не могут быть использованы при отыскании эффектных путей предотвращения АП еще до их практической реализации.
Основными факторами, влияющими на БП и определяющими
возникновение в полете особых ситуаций (АП) являются: действующие на воздушное судно внешние возмущения, возникающие с вероятностью P1(t), отказы техники с вероятностью P2(t), ошибочные
действия экипажа при пилотировании с вероятностью P3(t) и т. д.
Каждый из влияющих факторов в процессе полета можно представить как случайный процесс с конечным множеством состояний
Sп{Si}, (i = 1, m) и непрерывной областью изменения параметров полета xi. Такой случайный процесс в общем виде описывают марковской моделью функции работоспособности Sп{S1, S2, …, Sm} [71]
в виде вектора вероятности PÂÔ ( t )
PÂÔ ( t ) =  P1 (t, S1 ), P2 (t, S2 ),..., Pj (t, Sj ),... , (1.7)
нахождения бортового навигационно-посадочного комплекса
(БНПК) в любом из состояний Sj.
Процесс полета от предполетной проверки БНПК до приземления обычно разбивается на n этапов, при этом события Ak успешного завершения k-го этапа считаются независимыми. При выполнении каждого k-го этапа используется известная j-я комбинация
систем БНПК, при этом факт Bjk успешного (безопасного) функционирования j-й комбинации систем, задействованных на k-м этапе
полета, представляется в виде события Sljk, при котором каждая
53
l-ая система БНПК в j-й комбинации на k-м этапе полета выполняет свои функции (работоспособна). Степень опасности текущего режима полета при нарушении функционирования систем БНПК может быть оценена вероятностью РАП возникновения АП типа Q в виде [71]:
 n m p

PAÏ ( t )  ∏ ∑ ∏ P(Sljk ) P(Hi / Sljk ) P(Q / Hi )  ×
 k 1=

j =1 l 1
=
 n M N

×  ∏ ∑ ∏ P(Sijk ) P(Hi / Sijk ) P(Q / Hi )  ,
 k 1=

j =1 l 1
=
(1.8)
где M – число возможных комбинаций технических систем на
k-ом этапе полета; N – число вспомогательных технических систем
в комбинации r на k-м этапе полета; P(Sljk ) и P(Sqrk ) – вероятности
отказа l-го элемента БНПК в j-й комбинации на k-м этапе полета и
отказа q-й вспомогательной системы, обеспечивающей k-й этап полета в комбинации r; P(Hi / Sljk ) и P(Hi / Sqrk ) условные вероятности возникновения АП типа Hi при отказе l-го элемента БНПК и q-й
вспомогательной системы в соответствующих комбинациях на k-м
этапе полета.
Анализ выражения (1.8) для расчета РАП показывает, что даже
если его упростить для одного этапа полета (посадки) и рассмотреть
всего две системы (ССП и СПС), то для получения конечного результата, дающего представление о достигнутом уровне БП, придется
ввести множество ограничений и предположений, что в целом не
является целью настоящего исследования.
Поэтому в настоящей работе будем использовать показатели, которые характеризуют относительное повышение коэффициентов,
влияющих на БП в целом, для каждого конкретного предлагаемого метода, а в качестве начального уровня будем рассматривать достигнутый на сегодня технический уровень, характеризуемый конкретным параметром.
Ввиду того, что в настоящей работе рассматриваются две радиотехнические системы, которые могут использоваться как раздельно, так и совместно, при оценке уровня безопасности комплексной
системы будем использовать классические формулы Байеса для
оценки априорных и апостериорных вероятностей [76–79]. Например, условная вероятность возникновения авиационного происшествия при совместном (комплексном) использовании двух систем,
54
будет определяться произведение вероятности АП при использовании одной системы (РССП) на вероятность АП при использовании
другой (РСПС).
Для удобства анализа получаемых результатов введем следующие показатели (относительные коэффициенты):
– уменьшения погрешности (KТ), представляющий собой отношение погрешности определения координат до и после применения
предлагаемых методов повышения точности;
– снижения вероятности авиационных происшествий (KА), представляющий собой отношение параметров, определяющих границы
и зоны областей фазовых пространств, используемых для формирования предупреждающей сигнализации до и после применения
предлагаемых методов;
– увеличения целостности (KЦ) и непрерывности (KН), представляющие отношение расчетных значений соответствующих показателей до и после применения предлагаемых методов;
– повышения эргатичности (KЭ), представляющим собой отношение экспертно оцененного времени на принятие пилотом решения
о выполнении маневров при полете в условиях сложного рельефа
местности или при выполнении посадки на необорудованный аэродром до и после применения предлагаемых методов; этим же коэффициентом будем характеризовать относительное снижение вероятности ложной сигнализации;
– комплексированности (KК), представляющим собой отношение
условных вероятностей выполнения безопасного полета при использовании одной из систем и при их совместном использовании.
В представленной постановке задачи аналитическое решение не
возможно ввиду отсутствия функциональных зависимостей PАП от
Kj, (j = Т, А, Ц, Н, Э, К), также как не существует функциональных
связей между показателями безопасности полета и вероятностью
авиационного происшествия [71]. В настоящей работе в качестве
основного показателя, характеризующего эффективность разработанных способов и устройств, будем рассматривать относительное
повышение вероятности выполнения безопасного полета, которую
будем характеризовать набором представленных выше коэффициентов.
Если представить полную вероятность выполнения безопасного
полета PБП как обобщенный функционал, являющийся логическим
обобщением выражения (1.8), и записать его в виде:
(
)
PÁÏ ( t ) = F S1, S2 ,..., Sn ,... ... ,
(1.9)
55
где функции Si зависят от рассмотренных выше коэффициентов KТ,
KА, KЦ, KН, KЭ, KК: Si = Si (j(Kj), где j = Т, А, Ц, Н, Э, К, то единственным представлением, пригодным для практического использования, является его декомпозиция в сумму парциальных вероятностей, пропорциональных выбранным коэффициентам. Тогда, с учетом выбранных показателей, рассматриваемая задача может быть
представлена выражением следующего вида:
(1.10)
PÁÏ ( t=
) PÁÏ0 ( t ) + ∑ Dj ⋅ Kj , j
где РБП(t) – вероятность безопасного полета при использования
предлагаемых методов и устройств, РБП0(t) – вероятность безопасного полета без использования предлагаемых методов и устройств,
Dj – вклад (вес) того или иного фактора в общую вероятность безопасного полета, Kj – оценка соответствующего коэффициента, индекс j принимает значения: {Т, А, Ц, Н, Э, К}. Зависимость вероятности безопасного полета от времени (t) означает, что в общем случае
рассматриваемая вероятность нестационарна. Учитывая тот факт,
что вычисление коэффициентов Dj не являлось целью настоящей
работы, а их величина в общем случае не определена, в дальнейшем
рассчитываются только коэффициенты Kj, которые и характеризуют относительное повышение вероятности безопасного полета или
эффективности применения систем наведения при использовании
разработанных методов и устройств.
С учетом выбранных показателей повышения безопасности полетов при использовании систем спутниковой посадки и систем предупреждения столкновения с землей, решаемая проблема может
быть представлена следующим образом:
=
PÁÏ ( t ) PÁÏ0 ( t ) + ∑ Dj ⋅ Kj 
→1.
(1.11)
j
Выражение (1.11) показывает, что в общем случае любое увеличение относительных коэффициентов Kj ведет к увеличению безопасности полета и чем большее количество упомянутых коэффициентов удасться повысить, тем выше будет вероятность безопасного
полета в целом.
Выводы
Использование традиционных инструментальных систем посадки и систем предупреждения столкновения ЛА с землей практиче56
ски исчерпало возможности своего развития с точки зрения повышения безопосности полетов. Снижение вероятности авиационных
происшествий и катастроф ниже уровня 1,0·10–6 при использовании
традиционных систем становиться практически невозможным или
экономически неэффективным.
В настоящее время в России менее 5 % аэродромов и посадочных
площадок оборудованы инструментальными средствами посадки. Оснащение большинства аэродромов традиционными инструментальными системами посадки экономически нецелесообразно.
Единственным способом повышения безопасность полетов является
разработка и внедрение систем спутниковой посадки.
Широкое внедрение ГНСС в авиации и покрытие навигационным полем ГНСС 100% территории Земли с уровнем эксплуатационной доступности превышающим 0.99999 и точностью в единицы
метров, позволяет по новому подойти к проблеме обеспечения безопасности полетов с использованием систем инструментальной спутниковой посадки и предупреждения столкновения с землей.
Развитие сети функциональных дополнений ГНСС на основе локальных контрольно-корректирующих станции (ЛККС) позволяет
снизить погрешность определения навигационных параметров до
уровня 1 м и менее при работе бортового оборудования ГНСС/ЛККС
в дифференциальном режиме. Этого достаточно для обеспечения
точных инструментальных заходов на посадку в соответствии с требованиями ИКАО. Использование ЛККС решает проблему повышения целостности навигационной информации до уровня 2.0·10–7 за
заход.
Анализ требований к характеристикам систем спутниковой посадки и систем предупреждения столкновений ЛА с землей показал, что целесообразным является подход к проблеме повышения
безопасности полетов, основанный на комплексном использовании
этих двух систем. Такой подход обеспечивает, в том числе, выполнение ряда функций одной системы на основе информации от другой.
Анализ статистики авиационных происшествий (АП) показывает, что наибольшее количество АП (до 70%) происходит при заходе
на посадку и посадке ЛА. Основными причинами АП (до 50%) являются ошибки пилотирования и неправильные решения экипажа
в полете, в том числе при отказах аппаратуры [189].
Таким образом, для решения проблемы повышения безопасности полетов в первую очередь необходимо сосредоточить основное
внимание на этапе захода на посадку и посадки, при этом особое
внимание должно быть уделено вопросам эргономики. Необходима
57
общая методология построения систем спутниковой посадки и систем предупреждения столкновения ЛА с землей, которая позволит
разработать новые структуры рассматриваемых систем, новые способы и устройства повышения безопасности полетов и обеспечит их
практическую реализацию.
Путям и подходам к решению указанной проблемы посвящены
следующие главы.
58
2. МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМ
СПУТНИКОВОЙ ПОСАДКИ И СИСТЕМ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ
СТОЛКНОВЕНИЯ С ЗЕМЛЕЙ
Системы спутниковой посадки (ССП) и системы предупреждения столкновения (СПС) с землей представляют собой совокупность
сложных радиоэлектронных комплексов (РЭК), функциональным
ядром которых является приемоизмеритель ГНСС, формирующий
навигационные параметры и точное время.
Методология построения ССП и СПС предполагает разработку
основных этапов выбора отдельных элементов, на базе которых разрабатываются системы, а затем выбор и формирование структур,
в которых реализуются методы, способы и устройства, обеспечивающие решение проблем повышения БП.
При разработке структуры рассматриваемых систем возникает
целый спектр проблем, от решения которых зависят не только их
технические характеристики, но и объем финансовых и временных
затрат на разработку [80,81]. Ошибочный выбор ключевых элементов РЭК ведет к существенным потерям ресурсов как на этапе разработки, так и к снижению эффективности системы на этапе эксплуатации [82].
Основные этапы методологии разработки ССП и СПС представлены на рис. 2.1.
Разработка начинается с анализа технических требований к системам (I этап), который предполагает выявление основных и вспомогательных элементов, необходимых для построения системы
в целом.
Ввиду того, что разработка осуществляется на базе технологий
ГНСС, на этом же этапе должны быть выделены базовые элементы
ГНСС, которые будут использованы в системе, в том числе функциональные дополнения ГНСС.
На этом же этапе должен быть проведен выбор оптимального приемника ГНСС, который является функциональным ядром ССП и СПС.
На II этапе целесообразно рассмотреть методы обеспечения основных требований к создаваемым системам, так как именно они
определяют структуру построения систем и все необходимые связи
между различными элементами внутри этих структур.
На III этапе проводится синтез структуры построения ССП и
СПС, на основе которого определяются перспективные элементы
для интеграции и комплексирования функциональных, аппаратных и программных средств.
59
I ЭТАП
Требования к ССП и СПС
Выделение базовых элементов
ГНСС для построения
ССП, СПС
Выбор оптимального
приемника ГНСС
II ЭТАП
Методы обеспечения требований
ССП
СПС
повышение: точности,
эргономичности,
информативности
повышение: точности,
целостности, непрерывность, готовность
Формирование структуры РЭК
III ЭТАП
ССП
СПС
Определение перспективных элементов
для интеграции и комплексирования
IV ЭТАП
функциональных
Оценка эффективности
предложенных решений
РБП, Э
аппаратных
программных
Уточнение требований
Рекомендации по реализации ССП, СПС
Рис. 2.1. Основные этапы методологии разработки ССП и СПС
На IV этапе осуществляется оценка эффективности предложенных решений путем анализа обобщенного показателя повышения
безопасности полета РБП (см. главу 1). Если полученный результат
соответствует ожидаемому, то можно реализовывать предлагаемые
методы в ССП и СПС. В противном случае необходимо, например,
уточнить требования и повторить этапы II и III (а возможно и I) заново.
В настоящем разделе рассматривается I и отчасти III этапы предлагаемого методологического подхода, в том числе описывается методика выбора встраиваемого приемника ГНСС и приводится ил60
люстрация результатов его использования на сокращенном набора альтернатив и критериев предпочтений. Затем рассматриваются
структуры ССП и СПС, в которых выделяются функциональные
элементы, разработка методов для реализации которых является
целью рассматриваемого подхода к повышению БП.
Более подробно представленные в настоящей главе результаты
изложены в [80–84].
2.1. Теоретические основы формализованного методологического подхода к выбору базовых элементов радиоэлектронных комплексов для повышения эффективности и безопасности полетов
Суть предлагаемого ниже подхода заключается в многоэтапном
постепенном сужении множества альтернатив сначала с использованием эталонной матрицы и четких (количественных) характеристик альтернатив, а затем путем анализа оставшихся альтернатив
с использованием теории нечетких множеств с использованием нечетких (качественных) характеристик. Обобщением результатов
анализа четких характеристик является интегральный показатель
качества, а обобщением предлагаемого подхода является использование единого подхода на основе теории нечетких множеств.
На рис. 2.2 представлена обобщенная схема предлагаемого подхода.
Рассмотрим более подробно действия, выполняемые при реализации предлагаемого подхода в соответствии с рис. 2.2, взяв для
примера приемник ГНСС.
Требования
ТЗ
Критерии
предпочтений
Множество альтернатив
S
Четкие
параметры
S1
Нечеткие
параметры
S2
A
Рис. 2.2. Обобщенная схема подхода к выбору альтернатив
61
Множество функциональных и эксплуатационных параметров приемников ГНСС, используемых в многофакторном анализе,
включает несколько сотен показателей, сгруппированных по видовым группам.
Множество функциональных и эксплуатационных параметров приемников ГНСС, используемых в многофакторном анализе, включает несколько сотен показателей, сгруппированных по
видовым группам. Выборки этих параметров условно разобьем на
две группы. Группа I содержит обязательные требования, обычно
включаемые в техническое задание (ТЗ) на систему. При решении
задач оптимизации их переводят в разряд ограничений. В группу
II включены дополнительные требования, благодаря которым появляется возможность расширения функций системы. Такие параметры, например, описывают возможности взаимодействия с разработчиком приемников ГНСС (наличие «обратной связи» с производителем, возможность реализации дополнительных опций и т. д.),
могут учитывать предыдущий опыт использования продукции
определенных фирм-производителей, способность изделий к расширению функциональных возможностей и т. п.
Для примера в табл. 2.1 приведены основные параметры приемников ГНСС, относящиеся к группе I, а в табл. 2.2 соответственно
к группе II.
Таблица 2.1
Обязательные требования
Требования
Конструктивные
Габариты
Масса
Электропотребление
Надежность
Устойчивость к внешним воздействующим
факторам (ВВФ)
Интерфейс
Функциональные
Погрешность определения координат, скорости и времени
Частота выдачи данных
без экстраполяции
62
Описание
напряжение питания, потребляемая мощность
среднее время наработки на отказ (MTBF)
температура, вибрация, удар и др.
наличие и количество стандартных интерфейсов
в стандартном и дифференциальном режимах
5 Гц
Окончание табл. 2.1
Требования
Описание
Рабочие диапазоны
частот
Временные характеристики
Помехоустойчивость
Чувствительность и
динамический диапазон изменения входного
сигнала
Динамика следящих
систем
Встроенная система
контроля
Экономические
Стоимость
Сроки изготовления и
поставки
L1
время «холодного и горячего» старта, время
перезахвата
скорость, ускорение, рывок предполагаемого
объекта эксплуатации
RAIM, FDE
Таблица 2.2
Дополнительные требования
Требования
Конструктивные
Электропотребление
Структура модуля
Функциональные
Рабочие диапазоны частот
Управление параметрами
радиотракта
Навигационные определения
Коррелятор
Погрешность определения
координат, скорости и времени
Параметры ориентации
Частота выдачи данных без
экстраполяции
Описание
защита, управление, питание для активной антенны, энергонезависимая память,
встроенная батарея (аккумулятор)
плата для самостоятельной установки,
набор микросхем, др.
L2, L2C, L5, E5 и др
прием сообщений псевдоспутников
управление шириной строба, синхронизация от внешнего опорного генератора
стандартный режим (ГЛОНАСС, GPS,
GALILEO), дифференциальные режимы
(SBAS, GRAS, GBAS)
курс, крен, тангаж
не менее 20 Гц
63
Окончание табл. 2.2
Требования
Описание
«Сырые» данные
навигационные сообщения, координаты
спутников
Работа с фазой сигнала
сглаживание данных с использованием
фазовых измерений
Интерфейс
специализированный
Каналы радиотракта
универсальные, выделенные
Программное обеспечение
выбор частотного плана, настройка на
новые сигналы, перезагрузка пользователем, возможность коррекции по требованию
Встроенная система контроля
встроенный имитатор
Сервисные задачи
маршрутная навигация, относительная навигация, счисление пути, выбор
ЛККС, запись траектории
Помехоустойчивость
режекторные фильтры, специализированные алгоритмы и др.
Антенна
количество антенных входов, возможность управления параметрами антенны
Внутренняя память
объем, вид
Системы координат и базы
эллипсоиды, геоид, магнитные склонеданных
ния
Надежность
дополнительные элементы защита
Антенна
электропитание, управление
Экономические
Наличие контроля
входного-выходного
Гарантии
поставщика, производителя
Рассмотрим критерии предпочтений при решении задачи выбора приемника ГНСС, оптимизирующие процедуру их поиска из
имеющегося множества. Эти критерии, а также функциональные
и эксплуатационные параметры приемника ГНСС, не всегда имеют
количественное выражение или четкое математическое описание.
Подходящим аппаратом для решения задач оптимизации в задаче
выбора конкретного приемник при использовании критериев предпочтений являются методы, основанные на теории нечетких множеств [80]. Аппарат теории нечетких множеств дает хороший результат при многофакторном анализе, где использование других
методов зачастую невозможно. Использование этого аппарата при
64
анализе пересечений групп критериев предпочтений и групп характеристик приемник ГНСС позволяет оптимизировать процедуру поиска или заказа приемник ГНСС, ускоряющую процесс разработки
системы в целом [190].
Из множества альтернатив S (существующих приемников), далее будем анализировать только подмножество S1 альтернатив, для
которых выполняются требования группы I (см. рис. 2.2).
Рассмотрим критерии предпочтений группы II. По значимости
для разработки ССП и СПС они могут быть упорядочены следующим образом: (F1) интегрируемость в структуру системы, (F2) надежность и целостность данных, (F3) время на внедрение, (F4) стоимость, (F5) погрешность измерений. Поэтому, в дальнейшем будем
рассматривать единый методологический подход.
В зависимости от конкретных целей, стоящих перед разработчиком, возможно применение и других критериев. Для упрощения
представления результатов ограничимся указанными выше пятью
критериями.
Каждый из j критериев предпочтений Fj характеризуется набором n(j) параметров, из которых n1(j) параметров имеют четкое
количественное описание, а n2(j) – представляют собой качественные характеристики, допускающие только нечеткое описание. Например, для критерия F1 выделяем следующие понятия, имеющие
количественное выражение: массогабаритные показатели, энергопотребление, устойчивость к внешним воздействующим факторам
(ВВФ), количество каналов интерфейса. Качественными характеристикам критерия F1 являются: доступность консультации специалистов, возможность внесения корректировок в алгоритмы функционирования.
Таким образом, для рассматриваемого примера получаем:
n(1) = 6, n1(1) = 4, n2(1) = 2.
Аналогично составляется список четких и нечетких характеристик по каждому критерию Fj.
Для критерия надежность и целостность данных F2 используется такие параметры как вероятность получения потребителем достоверной информации на заданном интервале времени. Целостность обычно характеризуется такими количественными показателями, как вероятность не выдачи сигнала предупреждения,
вероятность выдачи ложного сигнала предупреждения, время задержки сигнала предупреждения. Следует заметить, что при создании конкретной системы критерий F2 является определяющим, так
как показатели целостности и надежности в настоящее время явля65
ются основными характеристиками системы в целом [80]. В качестве показателей надежность критерия F2 традиционно используются: средние временем наработки на отказ (MTBF), вероятностью
обнаружения встроенной системой контроля нарушения нормального функционирования изделия.
Критерий F3 (время затрачиваемое на внедрение приемника в систему) должен учитывать полное время цикла разработки конкретного изделия. Например, при использовании приемника с уже известными (оцененными в других изделиях или комплексах) характеристиками, экономия времени может быть достигнута за счет
сокращении объема испытаний, который необходимо провести с приемник, характеристики которого известны не в полном объеме.
При использовании критерия F4 (стоимость), обязательно нужно
учитывать характеристики компании-производителя конкретного
приемника. Прекращение производства выбранного приемник может повлечь такие временные и материальные потери, которые многократно перекроют первоначальный выигрыш от минимизации
стоимости приемника. Эти характеристики являются качественными и допускают только нечеткое описание.
При использовании критерия F5 (погрешности измерений навигационных параметров), следует учитывать, что в настоящее время
количественные показатели, характеризующие этот критерий, для
подавляющего большинства приемников очень близки. Если для
конкретного приемника погрешность отличается более чем на 50%,
то это является указателем на то, что в целом данное изделие обладает крайне низкими потребительскими свойствами.
Для упрощения представления основных результатов выбора
ограничимся указанными выше пятью критериями.
На первом этапе анализа для выбранных критериев (F1–F5) рассмотрим характеристики, имеющие количественное выражение.
Для сравнительного анализа этих характеристик построим матрицу весовых коэффициентов, с помощью которой оценим степень
близости каждой альтернативы (конкретного приемника) к «идеальному» приемнику (ИП).
Понятие ИП подразумевает такой приемник, интеграция которого в структуру системы не требует аппаратно-программных доработок и который соответствует всем ограничениям, накладываемым ТЗ. С точки зрения разработчика авионики (ССП, СПС и т. п.)
ИП является готовым изделием, применение которого для решения
конкретной задачи требует минимальных временных и материальных затрат. Характеристики ИП формируются по результатам экс66
пертных оценок. Понятие ИП используется в качестве эталона, с которым сравниваются характеристики реально доступных на рынке
приемников.
Целью оптимизации в рассматриваемой задаче является выбор
такого приемника, который решает возложенные на него функции
наилучшим образом, и обеспечивает оптимальное конструкторское
решение в соответствии с рассмотренными выше критериями.
Общий подход к решению задачи выбора приемник ГНСС включает несколько этапов. Рассмотрение проведем в наиболее простом
(линейном) случае, когда не учитывается взаимное влияние критериев друг на друга и рассматриваются только количественные характеристики.
С целью оценки близости каждой альтернатив (приемника) из
подмножества S1 к ИП построим матрицы Ps размерностью [j×m],
где m = max(n1(j)), j = 1…5. Элементы матрицы Ps определяют количественные характеристики конкретного приемника или равны
нулю, если они отсутствуют в описании критерия Fj.
Для ИП построим эталонную матрицу N, структура которой аналогична матрице Ps. Элементы матрицы N представляют собой величины, обратные численным значениям экспертных оценок параметров ИП для рассматриваемых критериев Fj.
Тогда, обобщенный показатель Is степени близости конкретной
приемник к идеальному ИП может быть представлен в виде:
=
Is [(diag(T ⋅ PS ⋅ N T ) ⋅ J]−1 ,
(2.1)
где T – диагональная матрица размерности [j × j] с элементами
Ti = 1/ni(i), j = 1…5, а элементами вектора J являются экспертно назначенные веса для рассматриваемых критериев Fj, которые выбираются из условия:
j
=
ji 1, ji ≥ 0. ∑
. (2.2)
i =1
В общем случае распределение весов критериев, задаваемое вектором J, может быть произвольным в рамках указанного ограничения. При необходимости сужения поля поиска некоторым из критериев может быть присвоен нулевой вес, что исключит из анализа
соответствующие параметры при анализе альтернатив.
Из (2.1) следует, что если в качестве анализируемого приемник
взять ИП, то обобщенный показатель Is = IИП = 1. Для любого дру67
гого приемник показатель Is< 1. Таким образом, стратегия выбора
лучшей альтернативы I0 при анализе количественных характеристик приемник выглядит следующим образом:
I0 = max {Is }.
(2.3)
Анализ качественных характеристик альтернатив по критериям
предпочтений Fj целесообразно проводить с использованием методов теории нечетких множеств [85].
Обозначим через μj(S2, t), где t = 1…n2(j), экспертное значение
функции принадлежности для качественного параметра в рамках
критерия Fj на подмножестве альтернатив S2, оставшихся после
предыдущего этапа анализа количественных характеристик альтернатив S1 (S2⊂ S1).
Рассмотрим свертку отношений (критериев) предпочтений следующего вида [85, 190]:
s
μ0 {S2 ,t}=
s2
∑ λiμi (S2 ,t),
(2.4)
i =1
где λi – соответствующие весовые коэффициенты, выбираемые из
условия:
j
∑ λi =
i =1
1, λ i ≥ 0.
Использование выражения (2.3) позволяет упорядочить альтернативы подмножества S2 по степени их доминируемости.
Проиллюстрируем работу описанного выше подхода при решении задачи выбора встраиваемого модуля приемник ГНСС
В качестве ограничений ТЗ рассмотрим два наиболее существенных: температурный диапазон от –40°С до +85°С; потребляемая
мощность не более 1 Вт.
Характеристики идеального приемника опишем эталонной матрицей N, которая строится на основе экспертных оценок.
Экспертные оценки количественных параметров критерия F1
(интегрируемость) в настоящее время характеризуются следующим
образом: габарит – не более 4.5×3.5×4.0 см (что соответствует объему
63 см3), масса – не более 50 г, потребляемая мощность – не более 0.5
Вт, диапазон рабочих температур от –40°С до +85°С, допустимая вибрация – не менее 5 g, интерфейс – не менее трех каналов.
Качественные параметры критерия F1 для ИП характеризуются
следующим образом: доступность консультации специалистов компании-разработчика приемник – 100% (значение параметра равно еди68
нице), возможность внесения корректировок в алгоритмы функционирования приемник – 100% (значение параметра равно единице).
Для критерия F2 (надежность и целостность) количественные параметры идеального приемника в настоящее время имеют следующие показатели:
– вероятность не выдачи сигнала предупреждения – 1,0 – 10–6,
– вероятность выдачи ложного сигнала предупреждения – 10–5,
– время задержки сигнала предупреждения – 0,2 с,
-средние временем наработки на отказ (MTBF) – 50 000 час.,
– вероятностью обнаружения встроенной системой контроля нарушения нормального функционирования – 0,99.
Параметры критерия F3 (время на внедрение) для идеального приемника экспертно могут быть оценены следующим образом:
в настоящее время полный цикл изготовления опытного образца
изделия, (от разработки конструкторской и программной документации до завершения предварительных испытаний) в среднем составляет один год [80]. Если внедрение ИП в общих трудозатратах
не превышает одного месяца, то этот параметр вполне характеризует с точки зрения критерия F3.
Анализ современного рынка приемников ГНСС [15, 86], использование которых потенциально возможно в составе систем спутниковой посадки и предупреждения столкновений с землей, показывает, что количественный параметр критерия F4 (стоимость) для ИП
может быть оценен величиной 500 USD.
Критерий F5 (погрешность измерений) для ИП характеризуется таким показателем, как погрешность (dX) определения местоположения
с вероятностью 0,95. Использование приемника ГНСС в рассматриваемых системах подразумевает, что он должен работать как в стандартном, так и в дифференциальном режимах. В настоящее время экспертно можно считать [15], что для ИП в стандартном режиме dX может
составлять 7 м, а в дифференциальном не превышает 1 м.
Приведенная выше экспертная оценка количественных характеристик идеального приемника, характеризуемая матрицей N, теперь может быть представлена в следующем виде:
63
−6
1 ⋅ 10
N=
1
500
7
50
1 ⋅ 10
0
0
1
−5
0,5
1 / 40
1 / 85
0,01 1 / 50000 1 / 0,05
0
0
0
0
0
0
0
0
0
1/ 5 1/ 3
0
0
0
0
0
0 ,
0
0
69
где в соответствующих строках для каждого из выбранных критериев предпочтений приведены численные значения, указанные
выше.
На рис. 2.3, а приведены результаты расчета обобщенного показателя Is для 12-ти альтернатив (приемников) при равных весах ji
критериев Fj. (ji = 0.2). По оси абсцисс на рис. 2.3 отложен условный
номер приемника, по оси ординат – значения обобщенного показателя Is.
На рис. 2.3, б, в, г приведены результаты расчета обобщенного
показателя Is при различных весах ji критериев Fj. На рис. 2.3, б
в качестве доминирующего критерия выбран F1 (интегрируемость),
для которого принят вес j1 = 0,5, а вес остальных критериев положен
равным 0,125. Аналогичным образом, на рис 2.3 (в) в качестве доминирующего критерия выбран F3 (время на внедрение), а на рис. 2.3,
г – критерий F4 (стоимость).
Пример характеристической матрицы Ps для приемника с условным номером 5 приведен на рис. 2.4.
а) 0.4
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0
в) 0.5
0.45
0.4
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
ji=0.2; i=1…5.
б) 0.4
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
j1 =0.5; ji =0.125; i=2…5.
г) 0.4
0.35
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
j3 =0.5; ji=0.125; i=1,2,4,5.
0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
j4 =0.5; ji=0.125; i=1,2,3,5.
Рис. 2.3. Величина обобщенного показателя Is при различных
весах ji критериев Fj
70
490
0.035
1.2
40
85
10
2
1.0–10–8
10–7
0.1
200 000
0.94
0
0
1
0
0
0
0
0
0
4000
0
0
0
0
0
0
4
0.2
0
0
0
0
0
Рис. 2.4. Характеристическая матрица
Анализ данных, представленных на рис. 2.3 показывает, что
в представленном множестве альтернатив имеются явные предпочтения, т. е. такие приемник для которых значения обобщенного показателя Is достигают наибольших значений. Причем, предпочтительные
альтернативы (приемники) получают наибольшие значения Is вне
зависимости от выбранных весов критериев (в достаточно широком
диапазоне весов: от 0,5 до 0,125), что указывает на корректность используемого набора критериев предпочтений и устойчивость предложенного метода расчета обобщенного показателя Is.
Для пяти альтернатив (№№ 1, 3, 5, 9, 11 на рис. 2.3) с наибольшими значениями показателя Is, выпускаемыми российскими
предприятиями и доступными в настоящее время на рынке, были
выполнены оценки качественных характеристик с использованием
методов нечетких множеств. Экспертные значения функции принадлежности для качественных параметров в рамках критерия F1
на подмножестве выбранных альтернатив представлены следующим образом: доступность консультации специалистов компанииразработчика соответственно {0,9; 0,4; 0,6; 0,2; 0,3}, возможность
внесения корректировок в алгоритмы функционирования {0,8; 0,1;
0,8; 0,1; 0,1}, где экспертные значения функций принадлежности
упорядочены для указанных выше пяти альтернатив. Заметим, что,
как упоминалось выше, значение равное 1,0 соответствует полной
доступности консультаций или внесения изменений, а значение 0,0
–невозможности этого. Учитывая остальные экспертные значения
и полагая равными веса всех критериев принадлежности Fi, в соответствии с выражением (2.3) получим следующие значения свертки отношений (критериев) предпочтений: µ0(1) = 0,85; µ0(3) = 0,25;
µ0(5) = 0,7; µ0(9) = 0,15; µ0(11) = 0,20.
Таким образом, в рассмотренном примере оптимальной альтернативой оказался приемник № 1, как результат пересечения нечетких множеств, содержащих оценки альтернатив по критериям выбора.
71
Скалярный обобщенный показатель Is степени близости конкретного приемника ГНСС (выбранной альтернативы) к «идеальному приемнику», как указано выше, может быть представлен в виде
(2.1), а выбор весовых коэффициентов для критериев предпочтений
по-прежнему проводится с учетом (2.2).
В общем случае распределение весов критериев, задаваемое вектором J, может быть произвольным в рамках указанного ограничения (2.2). При необходимости сужения поля поиска некоторым из
критериев может быть присвоен нулевой вес, что исключит из анализа соответствующие параметры.
На рис. 2.5 приведены результаты расчета скалярного обобщенного показателя Is для различных соотношений весов рассматриваa) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
c) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
e) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
в) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0
0
0
2
4
2 4
j3 = 1
2
4
6
6
6
8 10 12 14 16 18 20
j1 = 1
8
8
10 12 14 16 18 20
10 12 14 16 18 20
d) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
f) 1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0
2
0
2
0
2
4
6
4 6
j4 = 1
4
6
8 10 12 14 16 18 20
j2 = 1
8
10 12 14 16 18 20
8
10 12 14 16 18 20
j5 = 1
Рис. 2.5. Скалярный обобщенный показатель Is
для различных альтернатив
72
емых критериев предпочтений. При этом на рис. 2.5 (а-е) вес одного
из критериев равен 1, те остальные критерии не рассматриваются,
а на рис. 2.5, f, все рассматриваемые критерии предпочтений F1…F5
учтены с одинаковым весом ji = 0,2, i = 1…5.
Представленное на рис. рис. 2.5, а–е многообразие результатов
не позволяет выбрать оптимальную альтернативу по совокупности всех рассматриваемых критериев, но позволяет быстро, особенно при большой базе данных анализируемых альтернатив, выбрать
лучшую альтернативу по одному из заданных критериев. Анализ
приведенных на рис. 2.3, f данных показывает, что оптимальной
альтернативой при равной значимости всех критериев является
приемник ГНСС № 17. Его характеристики по совокупности всех
равнозначных критериев предпочтений наиболее близки к «идеальному приемнику».
Теперь возникает вопрос: насколько сделанное заключение достоверно? Что произойдет, если варьировать веса критериев предпочтений?
Для обобщения результатов анализа альтернатив в задаче выбора спутникового приемника введем интегральный показатель качества Is встраиваемых приемников ГНСС, характеризующий эффективность процесса его интеграции в ССП или, СПС.
Интегральный показатель качества Is определим следующим
образом:
1
Is =
∑
W (j )
i
∑ Is (k; ji ),
(k)
(2.5)
где суммирование сначала осуществляется в рамках конкретного
критерия в соответствии с общим количеством градаций изменения
варьируемого веса критерия, а затем по всем независимо варьируемым критериям предпочтений ji. Множитель 1/W в (2.5) обеспечивает условие нормировки: Is ≤ 1.
Заметим, что в рассматриваемом нами случае k ≤ 5, а весовые коэффициенты ji могут выбираться произвольным образом с учетом
ограничения (2.2).
Таким образом, выражение (2.5) представляет собой усредненное
значение обобщенных показателей Is для соответствующих альтернатив при варьировании весовых коэффициентов.
Сравнение различных альтернатив, соответствующих определенным модификациям встраиваемых приемников ГНСС, проведем
в широком диапазоне изменения коэффициентов значимости част73
ных критериев. Для построения интегрального обобщенного показателя выполним варьирование весов критериев во всем возможном
диапазоне изменения (от ji = 0, i = 1,2...5, когда данный критерий не
представляет интереса, до ji = 1, i = 1,2...5, когда все остальные критерии не важны). При этом веса остальных критериев всегда будем
выбирать с учетом ограничения (2.2).
На рис. 2.6 представлены результаты анализа 19-ти альтернатив с использованием интегрального показателя качества Is , величина которого отложена по оси ординат. При этом предполагалось,
что вес критерия F1 варьировался в диапазоне от 0,2 до 0,8 с шагом
0,1. На рис. 2.7 приведены результаты, полученные для скалярного обобщенного показателя Is для тех же 19-ти альтернатив, представленные наборами частных характеристик, для случаев, когда
последовательно задавался вес 0.8 (превалирующий критерий) для
всех рассматриваемых пяти критериев F1…F5.
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
18
20
Рис. 2.6. Интегральный показатель качества Is
при равномерном усреднении
1
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0
2
4
6
8
10
12
14
16
Рис. 2.7. Интегральный показатель качества Is
с превалирующим критерием
74
Анализ представленных на рис. 2.6 и рис. 2.7 результатов расчетов, а также более подробные исследования [80–83] поведения
характеристик показателей качества Is и Is указывают на то, что
использование интегрального показателя качества Is имеет преимущество перед обобщенным показателем Is. Это обеспечивается
снижением влияние субъективного фактора при экспертном назначении весов критериев.
В то же время, использование обоих показателей имеет устойчивый характер (инвариантно в некоторой области изменения весовых коэффициентов частных критериев) и позволяет однозначно
выбирать оптимальную альтернативу.
Проведенные исследования показывают, что при одинаковой
важности критериев, характеристики качества альтернатив распределяются следующим образом: наилучшими альтернативами
являются те, которые обладают высокими показателями, характеризующими возможность встраивания приемника ГНСС в систему
либо без дополнительной доработки модулей, либо при доработке их
предприятием – изготовителем в кратчайшие сроки, и низкую стоимость. Причем первый аспект является доминирующим.
Установлено, что из множества альтернатив, содержащего 100
элементов, одни и те же альтернативы являются лучшими при изменении коэффициентов значимости частных критериев в диапазоне значений от 0,02 (практически не существенен) до 0,8 (очень
важен). Это позволяет конструировать стратегии быстрого поиска
нужных вариантов при заданных весовых коэффициентах частных
критериев [83].
Результаты, полученные с использованием представленной
выше методики поиска оптимальной альтернативы, рассчитаны
с использованием «четких» параметров, характеризующих выбранные критерии предпочтений. Такие параметры имеют конкретное
численное значение (объем, масса, энергопотребление и т. п.). Однако, как отмечалось ранее, полное корректное описание критериев предпочтений возможно только с использованием «нечетких»
(качественных) параметров, характеризующих такие показатели,
как наличие опыта общения с компанией-производителем, отзывы потребителей о конкретной продукции и т. п. Методы теории
«нечетких» множеств в настоящее время находят широкое применение при анализе многофакторных процессов в химии, биологии,
в интеллектуальных системах принятия решений [80, 85, 87–91].
Использование методов теории «нечетких» множеств может производиться на основе методологических подходов, представленных
75
в [83]. При этом, вместо скалярного обобщенного показателя Is можно использовать интегральный показатель качества Is , что позволит дополнительно снизить влияние субъективных факторов при
формировании экспертных оценок.
Проведем обобщение выполненные ранее исследований в части
оптимизации процесса выбора спутникового приемника для ССП и
СПС.
В общем случае нечеткими могут быть как сами частные критерии, способ объединения частных критериев в интегральный показатель качества, система ограничений, так и отдельные переменные. Кроме того, возможны ситуации, когда ограничения не могут
быть четко аргументированы. Например, даже такой параметр как
диапазон рабочих температур для многих альтернатив целесообразно рассматривать как нечеткий, так как зачастую заявленные производителем показатели отличаются от реализованных в изделиях,
особенно для новых видов приемников ГНСС. Тогда, некоторые параметры, которые рассматривались как ограничения, целесообразно перевести в разряд нечетких параметров [91, 190].
В общем виде задачу выбора оптимальной альтернативы сформулируем следующим образом. Пусть X – множество альтернатив
(модификаций спутниковых навигационных приемников), x – элементы этого множества (x ∈ X), Fk(x) – целевые функции, соответствующие критериям выбора наилучших альтернатив, k = 1,…, K,
Cm(x) – ограничения, m = 1,…, M. Целевые функции и функции ограничений содержат качественные и количественные описания. Требуется найти те альтернативы, которые в наибольшей степени соответствуют целевым функциям и ограничениям.
Для получения решения воспользуемся методами теории нечетких множеств [85]. Каждому критерию и каждому ограничению поставим в соответствие функции принадлежности μ Fk ( x ) , μCm ( x ) и
коэффициенты значимости λ k и νm , причем для коэффициентов
значимости должно выполняться соотношение:
K
M
∑ λk + ∑ νm =1.
=
k 1=
m 1
(2.6)
Нечеткое решение D также является нечетким множеством на
множестве альтернатив X c функцией принадлежности μ D ( x ),
D = F  C, μD ( X ) =
μ F ( X )  μ C ( X ),
76
(2.7)
(2.8)
где F и C – нечеткие множества целей (критериев предпочтений) и
ограничений с функциями принадлежности соответственно μ F ( x )
и μC ( x ). Функция принадлежности μ D ( x ) является мерой того,
насколько альтернатива x удовлетворяет одновременно критериям и ограничениям. Далее на множестве решений находится оптимальное решение D0, то есть такое, которое в наибольшей степени
принадлежит всем критериям предпочтений и ограничениям:
}
D0 : Max {μ D ( X ) .
( X)
(2.9)
Свертка частных критериев Fk(x), k = 1,…,K и ограничений Cm(x),
m = 1,…,M, производится в соответствии с выражениями:
=
F
 λk Fk ,
k =1
=
C
K
(2.10)
M
 νm Cm ,
m =1
(2.11)
с учетом ограничения (2.6).
Действия, описываемые формулами (2.9–2.11), означают, что
для каждой альтернативы x ∈ X находится степень принадлежности ее всем частным критериям и ограничениям. Причем существенным является то обстоятельство, что определяющим является наименьшее значение взвешенной функции принадлежности,
то есть какими бы ни были хорошими показатели по остальным
критериям и ограничениям, при анализе альтернативы учитывается только наименьший показатель. Выбирая далее одну или несколько альтернатив с наибольшим значением μ D , согласно правилу (2.9), получаем решение задачи выбора наилучших альтернатив.
Таким образом, если известны коэффициенты значимости λ k и νm ,
такие, что выполняется условие (2.10), известны функции принадлежности каждой альтернативы всем частным критериям μ Fk ( x ) ,
k = 1,…,K и всем ограничениям μCm ( x ) , m = 1,…,M, то алгоритм поиска лучшей альтернативы описывается, в соответствии с выражениеями (2.3–2.6), соотношением:
K
M


D0 : Max  μ [  λ k Fk ]  μ [  νm Cm ]  .
X 
m 1
=
 k 1=
 (2.12)
77
Найдем теперь функций принадлежности альтернатив частным
критериям и ограничениям. Для некоторых задач функции принадлежности μ Fk ( x ) и μCm ( x ) для каждой альтернативы x∈X могут быть заданы либо на основании статистических расчетов, либо
путем экспертного оценивания. Тогда, при известных λ k и νm , задача выбора наилучшей альтернативы решается описанным выше
способом. В случае выбора варианта приемоизмерителя ГНСС для
НАП надо учитывать, что каждая целевая функция (частный критерий и конкретное ограничение) зависят от нескольких параметров, качественных и количественных,
Fk = Fk (tk1 , tk2, … , tk, Ω(k) ) = Fk (tkω), ω ∈ [1, Ω(k)], (2.13)
Cm = Cm (tm1 , tm2 , … , tm, Q(m) ) = Cm (tmυ), υ ∈ [1, Q(m)]. (2.14)
Функции принадлежности альтернативы x критерию Fk и ограничению Cm определяются следующим образом:
μ Fk ( X )=
μCm ( X )=
Ω( k )
 λkωμ Fk ( x,tkω ), (2.15)
ω=1
Q( m )

ϑ=1
νmϑμCm ( x,tmϑ ), (2.16)
где λ kω – коэффициент значимости параметра tkω в критерии Fk,
Ω( k )
1;
∑ λkω =
ω=1
μ Fk ( x,tkω ) – функция принадлежности параметра
tkω критерию Fk; νmϑ – коэффициент значимости параметра tmϑ
Ω( m )
в ограничении Cm,
∑
ϑ=1
νmϑ =
1 ; μCm ( x,tmϑ ) – функция принадлеж-
ности параметра tmϑ ограничению Cm.
В формулы (2.13… 2.16) входят качественные и количественные
параметры.
Функции принадлежности μ Fk ( x,t ) рассчитываются следующим образом. Для четких параметров (количественных) t(x) мерой
удовлетворения альтернативы x лучшей соответствующей характеристике приемника ГНСС t(0) является отношение значения этого
параметра к соответствующему параметру идеального приемника
t(0), то есть его функцией принадлежности частному критерию будет функция вида:
78
 tkω ( x )
, åñëè tkω (x) < tkω (0),

μ Fk ( x,tkω ) =
 tkω ( 0 )
 1,
åñëè tkω (x) ≥ tkω (0).

(2.17)
Для четких параметров, определяющих ограничения Cm, справедливо аналогичное выражение:
 tmυ ( x )
, åñëè tmυ (x) < tmυ (0),

μCm ( x,tmυ ) =
 tmυ ( 0 )
 1,
åñëè tmυ (x) ≥ tmυ (0).

(2.18)
Для нечетких параметров должны быть известны либо функции принадлежности каждой альтернативы критерию при конкретном значении параметра (набора параметров) tkω μ Fk ( x,tkω ) ,
либо формульные зависимости пересчета параметров t(x) в целевые
функции принадлежности частных критериев (ограничений).
В первом случае известные для нечетких параметров μ Fk ( x,tkω )
и функции принадлежности, рассчитанные по формуле (2.17), подставляются в формулу (2.13). Входящая в формулу (2.13) величина
Ω(k) – это общее количество параметров, соответствующих критерию Fk , среди которых ω1 – четких (количественных) и ω2 – нечетких (качественных), ω1 + ω2 = Ω(k) .
Аналогично, для нечетких параметров известные μCm ( x,tmϑ ) и
функции принадлежности x ограничениям, рассчитанные по формуле (13), подставляются в формулу (2.18). Для описания ограничения Cm используются ϑ1 четких и ϑ2 – нечетких параметров, таких, что ϑ1 + ϑ2 = Q(m) .
Во втором случае, когда известны соотношения jkω пересчета параметров tkω в целевую функцию Fk, можно, задавая функции принадлежности tkω множеству допустимых альтернатив μ X ( x,tkω ) ,
определить функцию принадлежности альтернатив критерию Fk.
Используя принцип обобщения Л. А. Заде [85], можно процедуру
преобразования нечеткой переменной записать в виде:
μ Fk ( x,tkω ) =
μ X ( x, jkω ( tkω ) ) =μ
sup X ( x,tkω ).
tkω ∈ jk−ω1 ( tkω )
(2.19)
Аналогично можно записать функцию принадлежности альтернативы x ∈ X с параметром tmϑ ограничению Cm при известных соотношениях ψmϑ пересчета параметров tmϑ в функцию ограниче79
ния Cm и известной функции принадлежности tmϑ множеству допустимых альтернатив μ x ( x,tmϑ ) :
μCm ( x,tmϑ ) =
μ X ( x, ψmϑ ( tmϑ ) ) =μ
sup X ( x,tmϑ ). (2.20)
−1
tmϑ ∈ ψm
ϑ ( tmϑ )
Рассмотрим возможные алгоритмы свертки частных критериев
и ограничений. Известны разные способы объединения информации при многокритериальной оптимизации на нечетком множестве
альтернатив. Укажем некоторые из них, основанные на использовании операции пересечения множеств частных решений и ограничений. С учетом введенных ранее обозначений решение D записывается в виде одного из следующих наборов выражений:
Первый набор:
{
}
(2.21)
μC=
( x ) Min ν1μC1 ( x ),ν2μC2 ( x ),...,ν M μCM ( x ) ,
{
}
(2.22)
λ1μ F1 ( x ), λ2μ F2 ( x ),..., λ K μ FK ( x );  μD ( x ) =
Min 
.
ν1μÑ1 ( x ), ν2μC2 ( x ),..., ν M μCM ( x ) 
(2.23)
μ F=
( x ) Min λ1μ F1 ( x ),λ2μ F2 ( x ),...,λ K μ FK ( x ) ,
Второй набор:
{
λ
{
ν
λ
λ
}
(2.24)
}
(2.25)
μ F ( x ) = min μ F1 ( x ), μ F2 ( x ),..., μ FK ( x ) ,
1
2
K
ν
ν
μC ( x ) = min μC1 ( x ),μC2 ( x ),...,μCM ( x ) ,
{
λ
λ
1
2
λ
M
ν
ν
ν
}
μ D ( x ) = min μ F1 ( x ),μ F2 ( x ),...,μ FK ( x ); μC1 ( x ),μC2 ( x ),...,μCM ( x ) , (2.26)
1
2
K
1
2
M
Третий набор:
80
 μ F ( x ) μ F2 ( x )
μF
min  1
,
,..., K
μF ( x ) =
λ2
λK
 λ1

,

μC ( x ) 
 μC ( x ) μC2 ( x )
min  1
,
,..., M
μC ( x ) =
,
ν2
ν M 
 ν1
(2.27)
(2.28)
 μ F1 ( x ) μ F2 ( x )
μF ( x )
,
,..., K
;

λ2
λK
 λ1
min 
μD ( x ) =
μC ( x )
 μC1 ( x ) μC2 ( x )
,
,..., M
 ν
ν2
νM
1




. 


(2.29)
Оптимальное решение, как и ранее, записывается в виде
}
D0 : max{μ D ( X ) .
( X)
(2.30)
При равнозначных частных критериях и ограничениях все известные способы их объединения дают одинаковые результаты:
{
}
μD ( x ) =
μ F1 ( x ),μ F2 ( x ),...,μ FK ( x ); μÑ1 ( x ),μC2 ( x ),...,μCM ( x ) . (2.31)
Другая группа критериев основана на использовании выпуклой
комбинации компонентов с учетом их важности:
 D= F + C,
μ (x) = μ (x) + μ (x),
F
C
 D
K

=
F ∑ λ k Fk ,

k =1

M
=
C ∑ νm Cm ,

m =1

M
K
1,
 ∑ λ k + ∑ νm =
k 1=
m 1
=
где μ D ( x )=
K
M
∑ λk μ F ( x ) + ∑ νmμC ( x ),
k
k 1=
m 1
=
μ Fk ( x )=
μ D=
(x)
(2.32)
Ω( k )
∑ λkωμ Fk ( x,tkω ),
ω=1
K Ω( k )
∑∑
k= 1 ω= 1
m
μCm ( x )=
λ k λ kωμ Fk ( x,tkω ) +
Q( m )
∑
ϑ=1
M Q( m )
∑ ∑
m= 1 ν= 1
νmϑμCm ( x,tmϑ ),
νm νmϑ μCm ( x,tmϑ ).
81
Оптимальное решение, как и ранее, записывается в виде (2.30).
Выражения (2.32) по виду напоминают оптимизируемые функционалы при многокритериальной оптимизации в случае четких
количественных характеристик.
Как уже отмечалось выше, между рассмотренными частными критериями предпочтений существует корреляционная связь.
Выше приведены формулы объединения независимых частных
критериев в обобщенный критерий качества. Однако условие независимости не всегда выполняется. Один из возможных методов учета корреляции между критериями заключается в следующем. Вводится расширение набора альтернатив в соответствии с имеющейся корреляционной зависимостью. Например, рассмотренные выше
[80] критерии F1 (интегрируемость в структуру НПК) и F4 (стоимость) зависимы. Параметр t2 – возможность внесения корректировок в алгоритмы функционирования – входит составным элементом
в оба критерия. Придавая различные значения параметру t2 для
конкретной альтернативы, получаем соответствующие значения
функций принадлежности данной альтернативы критериям F1 и F4.
Пусть t2 принимает одно из q возможных значений, t2 ∈ [t21, t22,
…, t2q]. Тогда при доступности на рынке приемников ГНСС всех m
модификаций вместо одной конкретной альтернативы надо анализировать q ее разновидностей, причем каждому из q значений параметра t2 будут соответствовать пары значений целевых функций
{F1, F4}.
Таким образом, с использованием теории нечетких множеств
сформулированы основные методические подходы к выбору приемника ГНСС для ССП и СПС. Определен набор альтернатив и проведена их структуризация методом экспертного оценивания. Метод оптимизации проиллюстрирован на сокращенном наборе критериев
и ограничений. Результаты представлены в виде таблицы функций
принадлежности альтернатив каждому критерию с указанием степени близости их к оптимальному решению.
Используя предложенные методические подходы, можно выбрать такой приемник ГНСС, который обеспечит оптимальное решение задач, в части обеспечения безопасности полетов.
Рассматриваемый подход дает возможность проследить динамику процесса оптимизации, выявить группы факторов, осуществляющих доминирующее влияние на принятие решения. Метод позволяет наращивать объем влияющих факторов, а также учитывать
корреляционные связи между отдельными параметрами и критериями.
82
Различные варианты свертки информации с использованием
четких и нечетких подходов, как к критериям предпочтений, так и
к параметрам альтернатив, дает практически одинаковые результаты при варьировании в широком диапазоне весов критериев предпочтений.
Предложенный выше методологический подход при разработке
ССП и СПС позволяет единообразно подходить к выбору основного
функционального ядра этих систем, существенно сокращает время
поиска необходимого решения и в целом ускоряет процесс разработки и внедрения оборудования в эксплуатацию.
Перейдем теперь к анализу основных функций и структур построения ССП и СПС для того, чтобы определить пути совершенствования этих систем для повышения эффективности применения
и безопасности полетов.
2.2. Методы построения структуры наземного и бортового радиоэлектронных комплексов систем спутниковой посадки на основе функциональных дополнений глобальных навигационных спутниковых систем
Для определения наиболее эффективных путей использования
ССП для повышения безопасности полетов, целесообразно рассмотреть их функции и структуру построения, а также выявить те элементы, которые наиболее целесообразно совершенствовать.
В самом общем виде структурная схема ССП представлена на
рис. 2.8. В структуру ССП входит ЛККС, расположенная в районе аэродрома посадки, и комплекс бортового оборудования ГНСС/
ЛККС.
Требования к техническим характеристикам ЛККС рассматривались в п. 1.4. настоящей работы, и приведены в документах [18,
58, 59]. ЛККС должна выполнять функцию поддержки точных заходов на посадку и категорированных посадок ЛА на аэродромы и
площадки, а также поддержку других транспортных средств и проСистема КА ГНСС
Функциональные дополнения
ГНСС
Бортовое оборудование
ГНСС /ЛККС
Рис. 2.8. Общая структурная схема ССП
83
цедур, требующих точного определения местоположения, при условии их нахождения в зоне действия ЛККС. Функциональные возможности и характеристики ЛККС для этапов маршрута, полета
в зоне аэродрома, захода на посадку и посадки зависят от категории
ЛККС, которую характеризуют показателям (GAD). В настоящее
время применяется три показателя: A, B или C. ЛККС, к которой
применяются минимальные требования, имеет показатель «A», а
ЛККС, удовлетворяющая самым высоким требованиям, в том числе
для обеспечения посадки по II и III категориям, присваивается показатель «С».
Функциональное дополнение ГНСС наземного базирования
(ЛККС). Основными функциями ЛККС, являющейся одним из элементов общей структуры ССП, являются [18]:
1. Формирование:
– дифференциальных поправок (ДП) псевдодальностей и сопутствующих параметров для всех спутников, находящихся в зоне видимости наземной антенно-фидерной системы наземных опорных
приемников ГНСС;
– параметров состояния и характеристик самой ЛККС;
– параметров для конечного участка траектории захода на посадку;
– параметров прогнозируемой готовности источников дальности.
2. Передача по радиоканалу сформированных сообщений.
3. Контроль целостности:
– данных наблюдаемых навигационных спутников;
– сформированных дифференциальных данных;
– радиоканала и передаваемых по нему сообщений.
4. Контроль непрерывности формируемых и передаваемых данных.
5. Контроль собственной работоспособности.
6. Управление работой аппаратуры и режимами работы ЛККС.
7. Регистрация передаваемых по радиоканалу сообщений, параметров и режимов работы ЛККС, сбоев, отказов и других нарушений работы, внешних управляющих воздействий и условий окружающей среды.
8. Прием, хранение, обновление и передачу вспомогательной,
служебной и другой информации по линии связи ЛККС – дистанционный центр управления.
Исходя из основных функций ЛККС, можно определить состав
ее функциональных элементов и отдельно выделить аппаратно84
программные средства и функциональные связи, которые позволят наиболее эффективно повышать технические характеристики
ЛККС (точность, целостность, непрерывность, готовность), напрямую влияющие на безопасность полетов.
Рассмотрим основные функциональные элементы ЛККС и их
взаимодействие.
1. Важнейшим базовым элементом структуры является группа
«опорных приемников» сигналов радионавигационной и служебной информации от системы КА ГНСС, обычно содержащая четыре
приемника. Выбор приемников ГНСС для этого функционального
элемента ЛККС целесообразно проводить по методике, описанной
в п. 2.1 настоящей работы. К этому элементу структуры ЛККС целесообразно добавить приемник сигналов SBAS, что может существенно повысить технические характеристики ЛККС в целом, так
как появляется еще один дополнительный канал информации о целостности ГНСС.
2. Вычислительное устройство (с интерфейсными модулями) для
расчета и формирования ДП и другой информации, связанной с ДП.
Это устройство является концентратором всей циркулирующей
в ЛККС информации и обеспечивает программно-алгоритмическую
реализацию новых способов повышения технических характеристик
ЛККС. Обычно вычислительное устройство резервируется.
3. Опорный приемник для контроля целостности ГНСС является
тем устройством, которое позволяет исключить из потока навигационных данных некорректно сформированные на КА навигационные сигналы. Это особенно важно, так как если по такому сигналу
будут рассчитаны ДП, то их использование может привести к искажению конечных данных и потере целостности ЛККС.
4. Устройство контроля целостности данных от КА и вычисленных ДП. В этом устройстве возможна реализация новых способов
повышения целостности данных ЛККС.
5. Устройство приема, хранения, корректировки и использования базы данных, необходимых для обеспечения формирования
ДП. В этом устройстве также предлагается осуществить внедрение
новых методов повышения точности и целостности данных ЛККС.
6. Устройство передачи ДП, параметров глиссады и данных о
ЛККС для пользователей по УКВ-радиоканалу. Сюда же могут быть
отнесены и псевдоспутники, входящие в состав ЛККС и работающие как в диапазоне частот ГНСС, так и на других радиочастотах.
7. Устройство контроля целостности передаваемых по радиоканалу данных.
85
8. Устройство автоматического управления режимами работы
ЛККС, а также управления по внешним командам.
9. Устройство регистрации параметров работы, выходных данных и другой информации.
10. Средства обеспечения работы ЛККС (источники питания, защиты от внешних электромагнитных излучений и пр.).
На рис. 2.9 приведена обобщенная структура ЛККС, включающая в себя перечисленные функциональные элементы и связи между ними.
Антенно -фидерная
система ГНСС
Приемник
SBAS
Антенно -фидерная
система Псевдоспутника
Опорный приемник
контроля целостности
Опорные
приемники
Устройство
контроля
целостности
Антенно -фидерная
система VDB
Устройство
вычислительное
База
данных
Устройство формирования дифференциальных поправок
Устройство
контроля целостности канала
передачи данных
Устройство
управления
Псевдоспутник
Устройство
передачи
данных
Устройство
регистрации
Средства
обеспечения
Pис. 2.9. Обобщенная структура ЛККС
86
Особенностью представленной на рис. 2.9 схемы является включение в ее состав приемника SBAS и псевдоспутников, использование которых позволяет улучшить характеристики ЛККС.
Функции бортовой подсистемы ССП (оборудование ГНСС/
ЛККС). Основными функциями оборудования ГНСС/ЛККС являются:
– прием дифференциальных данных и данных о конечном этапе
захода на посадку (FAS) – функции приемника VDB;
– обеспечение навигации и определения местоположения (РАN);
– формирование сигналов отклонения от расчетной траектории
захода на посадку;
– формирование, выдача потребителям и индикация навигационной и посадочной информации;
– контроль собственной работоспособности с выдачей признака
качества выдаваемой информации.
К бортовому оборудованию ГНСС/ЛККС относятся все аппаратно-программные средства, обеспечивающие указанные выше функции.
Обобщенная структура бортового оборудования ГНСС/ЛККС
представлена на рис. 2.10.
АФС
ГНСС/SBAS
АФС псевдоспутника
Приемник ГНСС/SBAS
(и псевдоспутника)
АФС
VDB
Приемник VDB
Устройство контроля качества
навигационной информации
Вычислительное устройство
База данных
многолучевого
распространения
Бортовые
датчики
Бортовой
навигационнопосадочный
комплекс
Органы управления и индикации
Рис. 2.10. Обобщенная структура бортового оборудования ГНСС/ЛККС
87
В общем случае структура оборудования ГНСС/ЛККС зависит от
структуры бортового комплекса ЛА. Например, в качестве антенны
приемника VDB может использоваться антенна курсового радиомаяка системы инструментальной посадки типа ILS, а в качестве органов
управления и индикации – пульт системы управления полетом ЛА.
Принципиальной особенность структуры, представленной на
рис. 2.10, является наличие устройства контроля качества навигационной информации и базы данных характеристик ЛА, как объекта отражения радиоволн, формирующего трассы многолучевого распространение сигналов от КА до бортовой антенны приемника ГНСС.
Бортовое оборудование ГНСС/ЛККС выдает данные о местоположении, скорости и времени (РVТ). Если оборудование использует дифференциальные поправки ЛККС, то выходные данные РVТ
бортового оборудования ГНСС/ЛККС должны соответствовать требованиям [55]. Если оборудование ГНСС/ЛККС не использует дифференциальные поправки ЛККС, то выходные данные РVТ должны
соответствовать общим требованиям к оборудованию ГНСС.
Функциональные возможности и характеристики бортового оборудования ГНСС/ЛККС зависят от его класса (А или В). При этом
класс А характеризует бортовое оборудование с минимальными
требованиями к среднеквадратическим ошибкам определения корректируемой псевдодальности, а класс В характеризует высокоточное оборудование, предназначенное для поддержания посадок по II
и III категориям ИКАО.
Рассмотрение приведенных выше структурных схем построения
позволяет определить те функциональные элементы, разработка
которых даст наибольший эффект с точки зрения повышения технических характеристик ССП в целом. К таким элементам относятся устройства контроля целостности ЛККС (см.рис. 2.9) и устройство контроля качества навигационной информации в оборудовании ГНСС/ЛККС (см.рис. 2.10).
Далее кратко рассмотрим основные элементы, определяющие
структуру построения СПС.
2.3. Приемы и правила разработки системы предупреждения
столкновения с землей при использовании технологий глобальных навигационных спутниковых систем
На рис. 2.11 приведена обобщенная структурная схема построения СПС и взаимодействующие бортовые датчики и устройства из
состава пилотажно-навигационного комплекса ЛА.
88
Вычислитель СПС
1
2
Бортовые
датчики
3
4
5
Бортовая
база
данных
Бортовой
индикатор
Функции
6
Диспетчер сигнализации
ССП
или
приемник
ГНСС
Средства
визуальной и
звуковой
сигнализации
Органы
управления
Рис. 2.11. Обобщенная структура построения системы
предупреждения столкновения с землей
Основными функциями (см. п. 1.4) СПС являются:
– 1. предупреждение столкновения с землей (базовые режимы),
– 2. раннее предупреждение о близости земли,
– 3. предотвращение столкновения,
– 4. индикация подстилающей поверхности,
– 5. предотвращение посадки на несанкционированную ВПП,
– 6. контроль движения по ВПП.
Влияние всех перечисленных функций на безопасность полетов
определяется качеством (точностью и целостностью) входной информации, а также представлением на бортовом индикаторе информации о текущем и прогнозируемом положении ЛА и степени его
опасности. В настоящей работе показано, как можно улучшить характеристики входной информации СПС и что необходимо индицировать на индикаторе для повышения безопасности полета.
Для реализации функций 2–6 в СПС используются навигационные данные от ГНСС. При этом СПС может иметь в своем составе
встроенный приемник ГНСС или использовать данные от внешнего
приемника. В первом случае целесообразно осуществлять его выбор
в соответствии с методологией, изложенной в п. 2.1 настоящей работы. При этом, если полет осуществляется в зоне действия ЛККС,
входные данные о координатах ЛА будут получены в дифференциальном режиме, т. е. будут обладать высокой точностью и целостностью, а при полетах вне зоны действия ЛККС входные данные бу89
дут соответствовать характеристикам стандартного режима работы
ГНСС.
Состав бортовых датчиков, с которыми взаимодействует СПС
(см. рис. 2.11), как минимум включает: радиовысотомер, систему
воздушных сигналов, систему инструментальной посадки. Дополнительно могут использоваться: инерциальная система, бортовой
радиолокатор и др. датчики навигационной информации.
Реализация всех функций СПС осуществляется с использованием цифрового вычислительного устройства (вычислителя), в состав
которого входят и все необходимые интерфейсные модули, обеспечивающие обмен информацией между составными частями СПС.
Бортовая база данных СПС включает следующие обязательные
элементы: цифровую модель рельефа местности, базу данных аэропортов, базу данных искусственных препятствий. В эту же базу
входит база летно-технических параметров ЛА, которые используются при формировании защитных пространств для реализации функций раннего предупреждения и предотвращения столкновений и др.
Диспетчер сигнализации (см. рис. 2.11) формирует и выдает пилоту наиболее приоритетную сигнализацию (предупреждение) из
всех полученных на текущий момент времени в результате работы
всех функций, реализованных в СПС. Это обеспечивает однозначность действий пилота при возникновении множества предупреждений. Заметим, что приоритеты сообщений в СПС жестко заданы
нормативными требованиями [45].
Учитывая тот факт, что около 65 % авиационных происшествий
происходит по причине ошибок пилотирования (см. п. 1.6) особое
внимание необходимо уделить разработке такого вид индикации
для пилота, который позволит избежать попадания ЛА в аварийные ситуации.
Следующим этапом является разработка функциональных модулей, обеспечивающих выполнение вертикальных маневров, определения направления разворота и определение возможности безопасного продолжения полета в заданном направлении, использование
которых при полетах в условиях сложного рельефа местности или
ограниченной видимости также позволит избежать ошибок пилотирования.
Важной является задача комплексного использования информации ССП и СПС, которая не только повышает эффективность использования СПС, но и позволяет повысить точностные и надежностные характеристики каждой из используемых систем.
90
Далее рассмотрим направления и пути совершенствования ССП
и СПС.
2.4. Направления и пути совершенствования систем спутниковой посадки и систем предупреждения столкновения с землей
Рассмотрим вначале ССП. В соответствии с обобщенной структурой ССП, представленной на рис. 2.8, ее технические характеристики определяются свойствами функционального дополнения
ГНСС наземного базирования (ЛККС) и характеристиками бортового оборудования ГНСС/ЛККС.
Основные пути совершенствования ССП, можно определить,
проанализировав влияния различных факторов на характеристики наземной и бортовой подсистем ССП, использующих технологии
ГНСС.
В штатных условиях работы КА ГНСС характеристики ЛККС зависят от:
– способности
программно-алгоритмического
обеспечения
ЛККС корректно формировать ДП и оценивать их качество, а также
обеспечивать требования к целостности данных,
– организационных, технических и программно-алгоритмических мер по исключению влияния переотражений на вычисляемые
ДП,
– наличия источников электромагнитных помех в районе установки антенн опорных приемников ЛККС,
– технических характеристик опорных приемников ЛККС,
– технических характеристик передатчика VDB и его АФС.
В штатных условиях работы КА ГНСС характеристики бортового оборудования ГНСС/ЛККС зависят от:
– характеристик программно-алгоритмического обеспечения
бортового оборудования в части формирования оценок текущих координат ЛА,
– уровня переотраженных сигналов КА от элементов конструкции ЛА,
– наличия источников электромагнитных помех в районе установки бортовой антенны,
– технических характеристик бортового приемника ГНСС,
– технических характеристик приемника VDB и его АФС.
Проанализируем указанные факторы. Развертывание ЛККС
подразумевает особые требования при выборе мест установки ан91
тенн опорных приемников (ОП) и антенн передатчика VDB. При
планировании мест установки антенн должны обеспечиваться требования по минимальным ограничениям на углы закрытия. Место
установки ОП ЛККС выбирается в области, свободной от препятствий, мешающих приему спутниковых сигналов при минимально возможных углах места. В общем случае, любое маскирование
спутников ГНСС при углах места выше 5° приведет к ухудшению
эксплуатационной готовности системы. Конструкция и размещение
антенн ОП ЛККС должны ограничивать эффект многолучевости,
создающий помеху полезному сигналу. Установка антенн вблизи
земной поверхности уменьшает многолучевость, обусловленную отражениями под антенной. Высота установки выбирается достаточной для того, чтобы предотвратить покрытие антенны снегом или
создание помех обслуживающим персоналом или движением наземного транспорта. Антенну следует располагать таким образом,
чтобы любые металлические конструкции, такие как вентиляторы,
трубы и другие антенны, были вне ее ближней зоны действия. Антенны ОП размещаются в таких местах, чтобы условия многолучевого распространения радиоволн для разных антенн были разными
и чтобы движение транспорта не вносило дополнительных переотражений.
Антенну передатчика VDB на ЛККС размещают таким образом,
чтобы существовала линия прямой видимости от антенны до любой
точки в пределах зоны действия для всех возможных траектории
захода на посадку.
Вообще говоря, увеличение высоты антенны передатчика VDB
может понадобиться для обеспечения адекватного уровня мощности сигнала для ЛА на низких высотах, но также может привести
к неприемлемым провалам в диаграмме направленности из-за многолучевого распространения радиоволн в желаемой зоне действия.
Оптимальную высоту антенны следует выбирать на основе анализа
и с учетом гарантированного удовлетворения требований к уровню
мощности сигнала по всей зоне действия ЛККС. Следует также учитывать влияние свойств земной поверхности, зданий и сооружений
на эффект многолучевого распространения.
Важнейшей функцией ЛККС является контроль погрешностей
в эфемеридах и отказов ГНСС. Для этого существует ряд методов.
К ним относятся:
а) Увеличение разноса антенн ОП на ЛККС. Большее разнесение
способствует улучшению определения минимальной обнаруживаемой ошибки (MDE).
92
b) Использование данных от системы функционального дополнения ГНСС космического базирования (SBAS). Поскольку SBAS
обеспечивает контроль характеристик спутников, включая данные эфемерид, передаваемая SBAS информация о целостности может использоваться в качестве индикации достоверности эфемерид.
Наземная подсистема SBAS использует приемники ГНСС, установленные с большим территориальным разносом и поэтому обеспечиваются оптимальные характеристики контроля эфемерид. В результате, появляется возможность выявления небольших значений
MDE.
с) Контроль данных эфемерид. Этот метод включает сравнение
передаваемых КА эфемерид во время последовательных прохождений спутников над ЛККС. В этом случае делается предположение,
что единственная причина сбоя заключается в погрешностях эфемерид, передаваемых сетью наземных станций управления и закладки информации ГНСС. Для того чтобы этот метод обеспечивал
требуемую целостность, необходимо исключить вероятность отказов вследствие несанкционированных маневров спутников.
В настоящее время все больше внимания уделяется системам
контроля. Характеристики устройства контроля (например, обнаруживаемые им MDE) должны основываться на требованиях к риску потери целостности и модели отказов, защиту от которых должно обеспечивать данное устройство контроля. Предел частоты сбоев в информации об эфемеридах GPS может определяться на основе
требований, определенных в [18, 58].
Поскольку погрешность в эфемеридах может привести к серьезным проблемам в навигационном обеспечении, указанные выше характеристики ГЛОНАСС и GPS необходимо учитываться в алгоритмах контроля целостности.
Типовая ЛККС обрабатывает измерения, полученные от 2…4
ОП, установленных в непосредственной близости от опорной точки
ЛККС. Бортовой приемник ГНСС/ЛККС защищен от больших ошибок или сбоев в одном из ОП ЛККС посредством вычисления и применения параметров целостности Вi , передаваемых ЛККС на борт
ЛА через канал VDB.
Важнейшей функцией ЛККС является контроль целостности.
Идеология контроля целостности включает в себя (без учета канала
передачи данных земля-борт) следующие этапы:
– тестирование наблюдаемых навигационных спутников и выбор источников дальности для формирования ДП (первый этап контроля),
93
– тестирование сформированных ДП с итеративной процедурой
уточнения состава источников дальности (второй этап контроля),
Третий этап контроля целостности выполняется в бортовом оборудовании ГНСС/ЛККС.
Логика обнаружения дефектов включает:
– набор алгоритмов всестороннего мониторинга с многообразным тестированием сигналов;
– набор алгоритмов изоляции дефектных источников дальности;
– алгоритмы восстановления источников после устранения дефекта.
На первом этапе тестирования могут использоваться три разновидности алгоритмов контроля целостности.
1. Анализ параметров радиосигнала в приемнике (уровень сигнала, структура кода и др.). Эти тесты принято называть SQM (signal
quality monitoring) [58]. Для интегрального анализа качества радиосигнала по виду корреляционной функции желательно иметь специальный приемник SQR (signal quality receiver).
2. Анализ достоверности навигационной информации («здоровье» спутников, соответствие эфемерид альманаху и др.). Эти тесты
принято называть DQM (data quality monitoring).
3. Анализ входных данных фильтра и качество его работы
(MQM – measurement quality monitoring).
На втором этапе тестирования предусматривается выполнение
следующих процедур: сигма-мониторинга, для контроля точности
формирования ДП и выходного контроля ДП, основанного на использовании нескольких опорных приемников с формированием
B-значений (MRCC – multiple reference consistency check) и проверка границ выходных данных).
В соответствии с изложенной идеологией контроля целостности
алгоритмы обработки сигналов и данных в ЛККС представлены на
рис. 2.12.
Экспериментальные исследования показывают, что основной
вклад в ошибку формирования ДП вносят эффекты, связанные
с переотражениями радиосигнала [60–64]. Поэтому в аппаратуре
ЛККС должны быть предусмотрены все возможные методы борьбы
с этими эффектами. К таким методам относят докорреляционные
и посткорреляционные методы. Докорреляционные методы предусматривают пространственную (в том числе поляризационную),
временную и спектральную обработку сигналов. Наиболее эффективной является пространственная обработка сигналов, включающая в себя разнесенный радиоприем с помощью специализирован94
Опорный приемник 1
Опорный приемник
SQR (SQM)
Формирование ДП
Логика контроля
Другие опорные
приемники
2
…N
…
Сигма -мониторинг
Выходной контроль
Выбор источника
дальности
Усреднение дифференциальных
данных, формирование параметров
целостности (В-значений)
к ЛПД
Рис. 2.12. Логика обработки сигналов и данных в ЛККС
ных, устойчивых к переотражениям антенных систем. Временная
и спектральная обработка сигналов реализуется в навигационных
приемниках. Наиболее простой временной способ защиты от переотражений – использование малого временного разноса опорных
сигналов в корреляторе приемников ГНСС (0,1 chip вместо обычно
используемого 1,0 chip). Посткорреляционные методы реализуются
на выходе навигационных приемников ГНСС и входят в состав алгоритмов контроля целостности.
При использовании ГНСС большую роль играют избыточность
навигационной информации и благоприятная геометрическая ситуация. Поэтому, в составе ЛККС для обеспечения требуемых характеристик желательно иметь псевдоспутники (см. рис. 2.9), положительным образом влияющие на точность определения навигационных параметров, особенно высоты, и доступность измерений.
Таким образом, определяющими факторами обеспечения требуемых технических характеристик ЛККС являются: мониторинг целостности, защита от переотражений навигационных радиосигналов, использование псевдоспутников.
Реализация изложенной выше методологий контроля целостности приводит к функциональной схеме построения ЛККС представленной на рис. 2.13.
Схема включает в себя аппаратную и программную части, разделяемые аппаратно-программным интерфейсом (АПИ). Навигационные данные каждого опорного приемника используются для формирования парциальных дифференциальных данных: PRCij (поправка), RRCij (скорость изменения поправки) и σij,(ошибка оценки
поправки), где i – номер источника дальности (спутника), j – номер
95
Аппаратно-программный интерфейс (АПИ)
SQM
DQM
MQM
Схема логического контроля
Сигма монитринг и
выходной контроль
Блок регистрации
Фильтры
Антенна
VDB
Передатчик
VDB
АПИ-К
Эфемеридный
расчет
Антенна
VDB
Приемник VDB
Антенна
ГНСС
Контрольный
приемник
Опорный
приемник 4
Опорный
приемник 3
Опорный
приемник 2
Опорный
приемник
данных 1
Спец.
приемник
контроля
сигналов (SQR)
Специализированная антенная система ГНСС
A1
A2
A3
A4
АПИ-V
АПИ-K
Код RTCA
Контроль
VDB
Алгоритм
МНК
Формирование
парциальных
дифференциальных
данных
Формирование
дифференциальных данных и
В-значений
Блок управлени
База данных
Средства обеспечения
Рис. 2.13. Функциональная схема ЛККС с элементами,
позволяющими повысить безопасность полетов
опорного приемника ЛККС. Этот процесс сопровождается отбором
парциальных ДП в соответствии с изложенной выше идеологией
идеологией. Усреднение ДП и формирование PRCi, RRCi σi и Bj выполняется по мажоритарному принципу.
96
Схема на рис. 2.13 содержит приемник сигналов ЛПД для контроля ее функционирования (сопоставляются передаваемые и принимаемые цифровые данные ЛПД); в ней предусмотрен интегральный контроль работы ЛККС с помощью отдельного контрольного
приемника, решающего навигационную задачу (блок МНК) с использованием ДП. Заметим, что при раздельном контроле формирователя ДП и ЛПД такой интегральный контроль может дополнительно повысить надежность работы наземной подсистемы в целом.
В состав функциональной схемы включен также псевдоспутник,
способный обеспечивающий заданный риск непрерывности и доступности.
Определение вклада ЛККС в скорректированную ошибку псевдодальности (σpr_gnd) представляет собой достаточно сложную задачу и в действующих стандартах не регламентируется [60]. К источникам, вносящим вклад в данную ошибку, относятся многолучевое
распространение радиосигналов КА и шумы приемников.
Ввиду того, что ССП предназначена для обеспечения точной посадки по I категории ИКАО, а в дальнейшем и для более высоких
категорий, то при построении радиоканала передачи дифференциальных данных «земля-борт» большое внимание уделяется вопросам помехозащищенности и помехоустойчивости этого канала.
Рассмотрим теперь основные пути и направления совершенствования бортовой подсистемы ССП.
В оборудовании ГНСС/ЛККС, размешенном на борту ЛА, возникают следующие дополнительные ошибки.
Во-первых, это вклад бортового приемника в скорректированную ошибку псевдодальности. Максимальная величина этого вклада может быть оценена в предположении, что σreceiver равна RMSpr_
air для бортового оборудования (ГНСС/ЛККС) c показателем точности А. Для более точного оборудования (класс B) требуется более
тщательный расчет, который в настоящее время не стандартизирован.
Во-вторых, это ошибки многолучевости из-за влияния корпуса
ЛА. Ошибки многолучевости из-за отражения от других объектов
обычно не учитываются. Однако, если опыт использования ЛККС
на конкретном аэродроме показывает, что данными ошибками
нельзя пренебречь, то они учитываются путем увеличения значений параметров, передаваемых ЛККС, например σpr_gnd. Такие условия обычно возникают при расположении аэродромов в условиях
сложного (горного) рельефа местности или наличия в окрестности
значительного количества искусственных сооружений.
97
Наконец, значительный вклад в ошибки местоопределения вносит неопределенность погрешностей в эфемеридах. Ошибки псевдодальности в результате погрешностей в эфемеридах (определяемые
как расхождения в истинном и действительном местоположении
спутника) частично декоррелируются и, следовательно, будут различными для приемников, находящихся в на борту ЛА и на ЛККС.
В том случае, когда пользователи находятся относительно близко
от опорной точки ЛККС, остаточная дифференциальная ошибка
вследствие погрешностей в эфемеридах будет обоснованными для
коррекции грубых измерений и расчета уровней защиты.
Один из методов обеспечения требований по непрерывности
предполагает, что на борту ЛА имеются резервные средства, например АBAS на базе инерциальных систем, и что ABAS обеспечивает
достаточную точность выполнения конкретной операции.
Таким образом, точность, целостность и непрерывность навигационно-посадочной информации, получаемой на борту ЛА при использовании ССП, существенно зависят от наличия и характера переотраженных радиосигналов в районе установки антенн опорных
приемников ЛККС, а также в области бортовых антенн ГНСС, наличия в эфире радиопомех в рабочем диапазоне ГНСС и видимости
навигационных КА в районе аэродрома посадки.
Разработка методов, позволяющих улучшить характеристики
ССП, путем компенсации влияния указанных воздействий как на
ЛККС, так и на борту ЛА, является одной из задач настоящей работы.
Рассмотрим теперь СПС. Проанализируем основные функций
СПС и ее структуру (см. рис. 2.11), которые кратко описанных выше
в п. п. 1.4, 2.3.
Из базовых режимов СПС в нашем рассмотрении наибольший
интерес представляет режим предупреждения о чрезмерном отклонении от посадочной глиссады. Этот режим обеспечивает безопасность полетов при заходе на посадку и посадке, т.е на самых аварийно опасных этапах. В обычных СПС такой режим функционирует
только при посадке на аэродромы, оборудованные ILS. Как известно, в России такими системами оборудовано не более 100 аэродромов из почти 2500, находящихся в эксплуатации. Поэтому, использование синтетической глиссады, которая может быть построена на
основе информации ГНСС и аэронавигационной информации аэропорта посадки, позволит на любом аэродроме контролировать заход
на посадку по синтетической глиссаде.
Функция раннего предупреждения о близости земли может дополнительно повысит безопасность полетов при использовании бо98
лее точных и надежных данных ГНСС, полученных от бортовой
подсистемы ГНСС/ЛККС за счет более точного определения расстояния до опасного рельефа и препятствий.
Для исключения попадания ЛА в аварийную ситуацию при полетах в условиях сложного рельефа местности целесообразно разработать новую функцию – функцию уведомления о возможности
столкновения.
Для повышения безопасности полета важным является показатель эргономичности представления информации о подстилающей
поверхности на индикаторе, так как вид этого отображения влияет
непосредственно на «образ полета», которым пользуется экипаж ЛА
при пилотировании.
Отдельная группа методов повышения безопасности связана
с движением по ВПП после приземления для предотвращения выкатывания ЛА за ее пределы.
Таким образом, технологии ГНСС позволяет провести модернизацию старых и ввести новые функции в СПС с целью повышения
безопасности полетов.
В следующих разделах будут рассмотрены конкретные методы
и устройства, позволяющие повысить безопасность полетов при использовании ССП и СПС.
Выводы
В настоящей главе представлен методологический подход к выбору основных функциональных элементов радиотехнических комплексов ССП и СПС, основанный на многофакторном анализе и
теории нечетких множеств, что позволяет снизить влияние субъективных факторов и сократить время поиска оптимальной альтернативы. Особенностью предложенного подхода является использование элементов экспертной навигационно-ориентированной системы. Это позволяет проследить динамику процесса оптимизации,
а также выявить группы факторов, оказывающих доминирующее
влияние на принятие решения при выборе базовых элементов для
построения ССП и СПС. Математический аппарат, реализующий
рассмотренный подход, реализован в среде программирования
«MatLab». Использование баз данных характеристик модулей ГНСС
различных производителей позволяет экспериментально проверять
эффективность предложенного методологического подхода.
Ключевыми элементами ССП и СПС, влияющими на их эффективность, в ССП являются наземное и бортовое устройства контро99
ля качества и целостности информации ГНСС; в СПС – функции
индикации подстилающей поверхности, предотвращения столкновения, предотвращения посадки на несанкционированную ВПП,
предотвращение выкатывания ЛА за пределы ВПП.
Комплексное использование ССП и СПС позволяет расширить
область применения СПС для тех аэродромов, которые не оборудованы системами типа ILS и для тех ЛА, на которых не установлены
радиовысотомеры (практически все ЛА малой авиации). Использование информации от ССП для реализацнекоторых ии режимов работы СПС ведет к повышению точности, целостности и непрерывности навигационной информации.
Анализ ССП показывает, что наиболее актуальными на сегодняшний день направлениями совершенствования ССП являются:
мониторинг целостности навигационных данных, использование
методов защиты навигационных радиосигналов от многолучевого распространения (переотражений), использование методов защиты навигационных радиосигналов от электромагнитных помех,
использование методов повышения точности навигационных данных; использование псевдоспутников в структуре наземных систем
функциональных дополнений ГНСС.
Анализ СПС показывает, что основным направлением совершенствования ССП является разработка методов и устройств, исключающих попадание ЛА в состояния, которые вызывают аварийную
или предупреждающую сигнализацию. Наиболее перспективными
направлениями при этом являются: повышение эргономичности
индикации подстилающей поверхности, предотвращение попадания в опасные ситуации путем учета динамических характеристик
ЛА и характера подстилающей поверхности, предотвращение посадки на несанкционированную ВПП, предотвращение выкатывания за пределы ВПП.
Анализ построения ССП и СПС показывает, что в их основе лежат технологии ГНСС. Это является предпосылкой для их комплексного использования с целью расширения область применения
каждой из систем и повышения их эффективности.
100
3. МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ ДЛЯ СИСТЕМ СПУТНИКОВОЙ ПОСАДКИ
В настоящей главе рассмотрены методы решения функциональных задач и построения устройств, применение которых в ССП позволяет повысить точность определения параметров вектора состояния ЛА, а также увеличить целостность и непрерывность навигационной информации. Предлагаемые методы реализуют те наиболее
актуальные направления, которые были указаны в выводах предыдущей главы. Подробное описание рассматриваемых методов и
устройств приведено в [84, 92–105].
Предлагаемые методы и устройства решают как проблемы связанные со снижением точности местоопределения, обусловленные
многолучевым распространением радиосигналов ГНСС, так и задачи повышения помехоустойчивости, в том числе в условиях радиопомех.
3.1. Метод повышения точности и целостности сигналов наведения на основе построения и использования диаграмм объемного распределения ошибок многолучевого распространения
радиоволн и структура системы для его реализации
Ниже рассмотрен метод определения дисперсии ошибки измерения псевдодальностей (ПД) в наземной и бортовой аппаратуре ССП,
учитывающий эффекты многолучевого распространения радиосигналов. Особенностью предлагаемого метода является формирование
диаграмм объемного распределения ошибок на основе алгоритмов
коррекции и прогнозирования. Рассмотрена также возможность
распространения этого метода для систем посадки других типов.
Необходимым функциональным элементом ССП является
устройство оценки целостности радионавигационной системы,
определяющее достоверность (вероятностную точность) определения координат ЛА. При оценке целостности предполагается, что
ЛККС передает потребителям дисперсии ошибок дифференциальных поправок σ2pr_gnd,n (k) для каждого n-го КА в k-й момент дискретного времени, а на борту ЛА аппаратура ССП определяет дисперсии бортовых ошибок измерений ПД σ2air,n (k). Затем определяется суммарная дисперсия ошибок измерения ПД σ2tot, n = σ2air,n +
σ2pr_gnd,n + σ2i + σ2t, где σ2i и σ2t – дополнительные ионосферные и
тропосферные погрешности [18].
101
Для выработки сигнала предупреждения экипажу ЛА о снижении точности измерения координат производится расчет дисперсий
ошибок измерения координат ЛА и значений защитных уровней по
высоте и боковому отклонению от заданной глиссады. Если величина ошибок определения координат превышает значения порогов,
соответствующих безопасной посадке, устройство оценки целостности вырабатывает предупреждение. Таким образом, безопасность
посадки зависит от точности определения дисперсий ошибок измерения координат.
Основными источниками ошибок измерений в дифференциальной навигационной системе являются флуктуационные помехи и
многолучевое распространение сигналов, проявляющиеся как на
ЛККС, так и на борту ЛА.
Для контроля уровня флуктуационных помех можно использовать измеритель отношения сигнал/шум, содержащийся в аппаратуре потребителя ССП.
В настоящее время известны несколько способов посадки ЛА
с использованием ГНСС [9, 106], суть которых заключается в том,
что на основе принципов дифференциальной навигации [9, 15] производят уточнение координат ЛА и определяют его отклонение от
заданной посадочной глиссады.
Общим недостатком этих способов является некорректный учет
наземной и бортовой ошибок измерений, обусловленных многолучевым распространение радиосигналов (многолучевости), являющейся одной из причин снижения точности определения навигационных параметров. Многолучевость возникает из-за переотражения радиосигналов от различных объектов, расположенных на
земле в окрестности точек установки антенн опорных приемников
ЛККС. На борту ЛА переотражения происходят от конструктивных
элементов ЛА: фюзеляжа, крыльев и т. п.
На рис. 3.1 приведена обобщенная схема ССП и некоторые трассы
распространения радиосигналов между КА и преемниками ГНСС.
Необходимость учета ошибок многолучевости (МЛ) и на ЛККС,
и на борту ЛА отмечается в ряде нормативных документов [58, 59],
однако в них не предлагается конкретного способа определения
этой ошибки на ЛККС, а учет ошибок МЛ на борту предлагается
проводить таким образом, что используемая оценка ошибки заведомо значительно выше реальной [18]. Поэтому существует актуальная проблема определения и прогнозирования величины дисперсии
ошибок, создаваемых многолучевым распространением сигналов
на ЛККС и на борту ЛА.
102
Прямой
сигнал
Переотраженный
сигнал
Сигнал VDB
ЛККС
Переотраженный
сигнал
Рис. 3.1. Обобщенная схема спутниковой системы посадки
и трассы прямых и переотраженных радиосигналов
Суть предлагаемого метода заключается в повышении целостности и точности данных в ССП на основе формирования и использования диаграмм объемного распределения прогнозируемой дисперсии ошибки определения ПД.
На рис. 3.2 схематично представлены условные нормированные
сечения диаграмм прогнозируемой дисперсии наземной (НОМ) и
бортовой (БОМ) ошибок МЛ. Пунктирными окружностями с центрами в точках установки ЛККС и бортовой антенны ЛА условно
иллюстрируется традиционно используемое представление о величине дисперсий ошибок.
В известных работах, например [60, 107, 108], предлагаются различные способы определения ошибки МЛ. Однако все они не применимы в ССП по причине либо учета коротких интервалов корреляции, либо неэффективной фильтрацией ионосферной задержки
радиосигналов. Все известные способы также неприменимы для
оценки ошибок МЛ на борту из-за быстрого изменения угловой ориентации спутников при маневрировании ЛА.
Рассмотрим метод повышения точности и целостности данных
в ССП, основанный на использовании диаграмм объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной и бортовой ошибок
103
БОМ
ЛККС
НОМ
Рис. 3.2. Диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии
наземной (НОМ) и бортовой (БОМ) ошибок многолучевости
МЛ. Базовыми элементами, обеспечивающим реализацию предлагаемого метода, являются диаграммы дисперсий наземной (НОМ) и
бортовой (БОМ) ошибок МЛ [96].
Основными этапами для реализации рассматриваемого метода
на ЛККС являются:
– предварительное формирование диаграммы дисперсий НОМ,
– коррекция диаграммы дисперсий НОМ по текущим измерениям,
– вычисление дисперсии наземной ошибки ПД (НОП) т. е. ошибки дифференциальной поправки.
Основными этапами при реализации рассматриваемого метода
на борту ЛА являются:
– предварительное формирование диаграммы дисперсий БОМ,
– определение дисперсии ошибки ПД и использование ее при вычислении уточненных координат ЛА и параметров целостности.
Взаимосвязь и последовательность решения задач рассматриваемого метода представлена на рис. 3.3.
На рис. 3.3 новые предлагаемые элементы и операции, обеспечивающие реализацию предлагаемого метода на ЛККС (см. 8, 9, 10,
13, 16, 17 на рис. 3.3, б) и на борту ЛА (см. 18, 19, 20, 24 на рис. 3.3,
104
а)
1. Прием сигналов
спутников бортовым
приемником и определение
псевдодальностей
5. Прием дифференциальных поправок и координат
заданной глиссады на
борту
6. Коррекция псевдодальностей на борту
18. Формирование диаграммы
объемного распределения дисперсии
БОМ
19. Введение диаграммы объемного
распределения дисперсии БОМ
в бортовую базу данных
От блока
4 ЛККС
20. Определение дисперсии БОМ
с учетом угловой ориентации ЛА
23. Определение дисперсии
суммарной ошибки псевдодальности
От блока
16 ЛККС
22. Определение дисперсии БОП
21. Определение дисперсии шумовой
ошибки бортового приемника
7. Формирование
отклонений ЛА
от заданной глиссады
б)
24. Вычисление
уточненных
координат
2. Прием сигналов спутников
наземным приемником и
определение псевдодальностей
3. Вычисление дифференциальных поправок
на ЛККС
на борт
в блок 5
4. Трансляция дифференциальных поправок и
координат заданной
глиссады на борт
14. Определение дисперсии
шумовой ошибки наземного
приемника
15. Вычисление дисперсии
НОП
на борт
в блок 23
16. Вычисление среднеквадратического значения
дисперсии НОП и трансляция
его на борт
24. Вычисление
достоверности
определения коодинат
8. Формирование диаграммы
объемного распределения
прогнозируемой дисперсии НОМ
9. Введение диаграммы объемного
распределения прогнозируемой
дисперсии НОМ в наземную базу
данных
10. Определение прогнозируемой
дисперсии НОМ по текущим
угловым координатам спутников
11. Определение мгновенного
значения зеркальной компоненты
НОМ
12. Вычисление текущей дисперсии
НОМ
13. Сравнение прогнозируемой и
текущей дисперсии НОМ и выбор
максимального значения
17. Коррекция диаграммы
прогнозируемой дисперсий НОМ
по текущей дисперсии НОМ
Рис. 3.3. Взаимосвязь функциональных задач в бортовой (а)
и наземной (б) подсистемах системы спутниковой посадки
105
а) выделены прямоугольным непрерывным контуром. Известные
операции (необходимые для реализации способа на борту ЛА и на
ЛККС) выделены овальным или прямоугольным пунктирным контуром.
Рассмотрим конкретные операции, которые необходимы для реализации рассматриваемого метода в наземной подсистеме ССП.
1) Формирование наземной диаграммы дисперсий НОМ выполняется путем определения ошибок измеренияПД, возникающих
вследствие зеркального отражения сигналов, при наблюдении всех
КА в месте расположения антенн приемников ГНСС из состава
ЛККС. При определении ошибок производится анализ записи дифференциальных поправок для всех КА с использованием как одночастотных, так и двухчастотных приемников ГНСС [58, 59, 108].
При формировании этой диаграммы используется повторяемость
траекторий КА во времени и корреляция ошибок и значений отношения сигнал/шум на выходе приемника.
Для накопления информации при построении диаграммы дисперсий НОМ требуется проводить измерения ошибок в течение нескольких суток. При этом введение подобной информации в базу
данных на ЛККС позволяет реализовать прогнозирование дисперсии НОМ в любой заданный момент времени и вырабатывать прогнозируемое значение дисперсии σ2mp −bç (i) для iго КА (i = 1… N).
Вычисление мгновенного значения зеркальной компоненты
НОМ и текущей дисперсии НОМ необходимо в случае быстрых изменений помеховой обстановки (например, при пролете других ЛА
или перемещении крупных объектов в районе ЛККС). При измерении текущей дисперсии σˆ 2mp _ ç (i) отсутствует накопление и усреднение данных.
Сравнение и выбор σˆ 2mp _ ç (i) наибольшего из значений прогнозируемой и текущей дисперсий НОМ в соответствии с выражением:
{
}
2
σˆ 2mp _ ç (i) =
max σˆ 2mp _ ç (i), σmp
−bç (i)
(3.1)
позволяет гарантировано исключить использование некорректных
данных о дифференциальных поправках, например при появлении
в районе ЛККС новых (подвижных) объектов, существенно влияющих на общую ситуацию с переотражениями.
2) Расчет дисперсии шумовой ошибки на ЛККС выполняется
с использованием значения сигнал/шум, измеряемого наземным
приемником.
106
Для систем ССП эталонный алгоритм [3] фильтрации ПД регламентируется уравнениями вида:
y(k) = y(k–1) + ∆y2(k) + α×(y1(k) – y(k–1) – ∆y2(k)), y(0), (3.2)
где y(k) – результат фильтрации; k – дискретное время; y1(k) – отсчеты ПД в кодовом канале; ∆y2(k) = y2(k) – y2(k–1) – приращение фазовых измерений y2(k); a = ∆t/T – весовой коэффициент; ∆t = 0,5 с –
интервал временной дискретизации, соответствующий периоду выдачи дифференциальных данных; T = 100 с – постоянная времени;
y(0) – начальные условия.
Алгоритм фильтрации (3.2) основан на принципе инвариантности к динамике изменения ПД и, по отношению к кодовым измерениям ПД y1(k), и является фильтром нижних частот с постоянной
времени T = 100 с.
3) Оценка дисперсии шумовой ошибки наземных приемников
σ2ø_ç ( i, k ) определяется как оценка дисперсии флюктуационной составляющей ошибки на выходе данного фильтра [109]:
σ2ø_ç ( i=
,k )
α 2
σ1 ( i, k ) + σ22 ( i, k ), 2−α
(3.3)
где σ12 (i, k) и σ22 (i, k) – оценки дисперсий шумовых ошибок в отсчетах ПД в кодовом и фазовом каналах; a = 5⋅10–3 – весовой коэффициент фильтра, описываемого выражением (3.2); k – дискретное время.
Величины σ12 (i, k) и σ22 (i, k), входящие в (3.3), определяются по
известной методике [10]:
σ12 ( i, k ) =
χ1c2 ⋅
σ22 ( i, k ) =
χ2 c2 ⋅
T0TD BC
,
2Q ( i, k )
BP
(3.4)
(2πfL1 )2 Q ( i,k )
,
(3.5)
где χ1 и χ2 – коэффициенты энергетических потерь в кодовом и фазовом каналах приемника спутниковых сигналов соответственно;
c – скорость света; T0 – длительность селекторного импульса; TD –
период дискретизации; BC и BP – эффективные полосы систем слежения за задержкой кода и фазой несущей, соответственно; fL1 – несущая частота L1; Q (i, k) – отношение сигнал/шум в полосе частот 1
Гц; k – дискретное время.
107
4) После определения дисперсии НОМ σˆ 2mp _ ç ( i ) (см.13 на рис. 3.3
(а)) и дисперсии шумовой ошибки σ2ø_ç ( i ) вычисляют дисперсию
наземной ошибки ПД σ2gnd ( i ) :
2
2
σ2gnd ( i ) =σ
ˆ mp
_ ç ( i ) + σø_ç ( i ).
(3.6)
Среднеквадратическое значение дисперсии НОП σ gnd ( i ) транслируют на борт ЛА по каналу VDB передачи данных, входящего
в ССП.
5) Одновременно выполняемая коррекция диаграммы прогнозируемой дисперсии ошибок НОМ (см. 17 на рис. 3.3) текущим значением дисперсии зеркальной компоненты НОМ необходима из-за изменения отражающих свойств наземных предметов при перемене
погоды и времен года. При коррекции используется известный алгоритм α-фильтра [107]:
σ2mp _ bç (i, k) =
σ2mp _ bç (i, k − 1) + α[σˆ 2mp _ ç (k) − σ2mp _ bç (i, k − 1)], (3.7)
где α – весовой коэффициент, характеризующий желаемую скорость обновления наземной диаграммы; i – номер КА; k – дискретное время обновления базы данных.
Повторяемость ошибки многолучевого распространения в ЛККС
показана на рис. 3.4 для одного из спутников системы GPS. В этом
эксперименте ошибка формировалась как разность кодовых и фазовых измерений. Постоянная составляющая ошибки устранялась
фильтром верхних частот. На рис. 3.5 показано изменение угла места этого спутника.
Квадрат разности, м2
0,3
1
2
0,25
0,2
0,15
0,1
0,5
0
4000
5000
6000
7000
8000
9000
Время, с
Рис. 3.4. Повторяемость квадрата разностей кодовых
и фазовых измерений псевдодальности для спутника GPS №31
108
45
Угол места, град
40
35
30
25
20
15
10
4000
5000
6000
7000
9000
8000
Время, с
Рис. 3.5. Углы места спутника GPS №31
при наблюдениях 01.04.09 и 08.04.09
Аналогичные измерения для спутников ГЛОНАСС приведены на
рис. 3.6 и рис. 3.7. Больший разброс значений представленных здесь
ошибок объясняется тем, что сравнивались различные спутники,
принадлежащие одной орбите.
1) квадрат усредненной разности наблюдений 01.04.09, 08.04.09
и 15.04.09;
Квадрат разности, м2
0,3
1
2
0,25
0,2
0,15
0,1
0,5
0
4000
5000
6000
7000
8000
9000
Время, с
Рис. 3.6. Повторяемость квадрата разностей кодовых
и фазовых измерений псевдодальности для спутника GPS №31
Угол места, град
28
GLO22
GLO21
26
24
22
20
18
4000
5000
6000
7000
8000
9000
Время, с
Рис. 3.7. Углы места спутников ГЛОНАСС №22 и №21
109
2) квадрат разности 08.04.09.
1) квадрат усредненной разности наблюдений спутников №22
01.04.09, №21 08.04.09 и №20 15.04.09.
2) квадрат разности спутника ГЛОНАСС №21 08.04.09.
Используемый метод формирования диаграмм может быть распространен и для других систем инструментальной посадки (наземные радиомаяки, посадочные радиолокаторы и т. п.). Применение
экспериментального метода учета влияния эффектов МЛ [13] позволяет повысить точность формирования рассмотренных диаграмм.
Известны попытки учесть эффекты МЛ теоретическим методом
для других систем посадки, например при посадке по радиомаякам
[109]. Совмещение и анализ теоретических и экспериментальных
методов позволит проводить корректировку объемных диаграмм и
еще более повысить точность их формирования.
Теперь рассмотрим действия (см. рис. 3.3, а), которые необходимы для реализации рассматриваемого способа в бортовой подсистеме ССП.
1) Формирование объемной диаграммы распределения дисперсии ошибки МЛ (БОМ) (см. 18 на рис. 3.3, а) выполняется путем теоретического или экспериментального исследования диаграммы
рассеяния корпуса выбранного типа ЛА. Методы экспериментального исследования отражений сигналов от элементов конструкции
ЛА известны и описаны, например, в работе [13].
В рассматриваемом методе результаты данных исследований
отражений впервые используются в навигационном процессе для
формирования объемной диаграммы прогнозируемого значения
дисперсии БОМ.
Измерение ошибок МЛ на борту в реальном времени, т. е. определение текущего значения БОМ, затруднено из-за возможности
быстрого изменения угловой ориентации КА относительно корпуса
ЛА при маневрировании.
Определение текущего значения дисперсии БОМ (см. 20 на
рис. 3.3) выполняется по значениям прогнозируемой дисперсии
БОМ с учетом угловой ориентации КА относительно корпуса ЛА.
Для этого необходимо вычислить азимут и угол места КА в навигационной системе координат (эти данные содержатся в бортовом
приемнике ГНСС) и затем, используя измерения системы угловой стабилизации ЛА или инерциальной навигационной системы,
определить угловое положение спутников в связанной с ЛА системе
координат и значение дисперсии σ2mp _ á ( i, k ) для i-го КА в k-й момент времени.
110
2) Определение дисперсии шумовой ошибки σ2ø_á ( i, k ) бортового
приемника подобно определению шумовой ошибки наземного приемника и выполняется по формуле (3.3).
3) Определение дисперсии БОП i-го спутника (см. 22 на рис. 3.3,
a) выполняется путем сложения дисперсий
σ2á (i, k) = σ2mp_á (i, k) + σ2ø_á ( i, k ).
(3.8)
4) Затем выполняется определение дисперсии суммарной ошибки системы (см. 23 на рис. 3.3) σ2tot ( i ) путем сложения дисперсий
измерения ЛККС σ2pr -ç ( i ), борта σ2á ( i, k ) и дополнительных тропосферных σ2mp и ионосферных погрешностей σ2u , рекомендуемых
[59],
σ2tot (i) = σ2pr _ ç (i) + σ2á (i, k) + σ2è + σ2òð .
(3.9)
Данные о погрешностях измерений используются для вычисления уточненных координат и достоверности их определения (см. 24
на рис. 3.3, a).
Действия, необходимые для реализации предложенного метода,
подробно описаны в [95, 96].
Потеря целостности навигационных измерений контролируется при посадке путем сравнения защитных уровней с порогами срабатывания сигнализации по вертикали и по боку. Расчет защитных
уровней выполняется с использованием величины σ2tot ( i ) σtot ( i ) 1.
Неточное определение σ2tot ( i ) может вызвать ложное срабатывание
предупреждения о потере целостности. Таким образом, погрешности определения величины ошибок измерения координат приводят
к нарушению формирования предупреждений.
Результат контроля используется для предупреждения экипажа
в случае, если ошибки измерения координат превышают размеры
«тоннеля безопасности», в котором должен находиться ЛА при посадке [18].
Для выработки сигнала предупреждения на борту согласно [58]
выполняется расчет дисперсий ошибок измерения координат и расчет защитных уровней по высоте V и боковому отклонению L от заданной глиссады. Предупреждение вырабатывается, если защит-
1 Метод расчета защитных уровней [18] предполагает, что величина уровня линейно зависит от stot(i).
111
ные уровни превышают пороги Vp и Lp, определяемые нормами безопасности.
В бортовом вычислительном устройстве для решения навигационной задачи и задачи контроля целостности используется прямоугольная правосторонняя система координат, начало которой совмещено с началом взлетно-посадочной полосы; ось Ox направлена
вдоль взлетно-посадочной полосы, касательно к поверхности референсного эллипсоида; ось Oz перпендикулярна указанной поверхности и направлена вне эллипсоида; ось Oy дополняет систему координат до правосторонней.
Линеаризованная модель наблюдения, используемая для решения навигационной задачи, имеет следующий вид [58]:
(3.10)
∆r= H ⋅ ∆X + e, где ∆r – вектор отклонений измеренных псевдодальностей относительно расчетных псевдодальностей, определенных для заданной
опорной точки X0; H – матрица направляющих косинусов в заданной системе координат; ∆X – искомый вектор приращения координат относительно опорной точки X0; e – вектор невязок.
Защитные уровни L и V вычисляются следующим образом:
=
L k0
=
V k0
N
∑ S22,n σ2tot,n ,
n =1
(3.11)
N
∑ ( S3,n + S1,n tg ( θ ) )
n =1
2
⋅ σ2tot,n ,
(3.12)
где N – количество КА, используемых в навигационном решении,
S = [HTW–1H]–1HTW–1 –
проекционная
матрица;
W=
diag(σ2tot (1),..., σ2tot (N)) – диагональная весовая матрица; Si,n –
элемент матрицы S, расположенный в i-й строке и n-м столбце; Θ –
угол глиссады; k0 – коэффициент, обеспечивающий требуемое значение риска потери целостности.
При расчете вероятности риска потери целостности используется нормальное распределение ошибок. Вероятность превышения
порога срабатывания и срабатывание предупреждения определяется формулой:
=
Q ( xi )
112
2
2π
xi
∫ exp(−t
0
2
/ 2)dt, (3.13)
Таблица 3.1
Погрешность определения дифференциальной поправки
№ КА
03
05
17
24
28
47
49
51
σtot, м
0,3
0,1
0,2
0,4
0,4
0,6
0,8
0,7
σ*tot, м
1,2
0,6
1,2
1,1
1,4
0,9
1,3
1,5
KТ
4,0
6,0
6,0
2,7
3,5
1,5
1,6
2,1
где x1 и х2 – отношения порога срабатывания к среднеквадратичному значению погрешности в вертикальном и боковом каналах.
Вероятность риска потери целостности для ССП равная 1·10–7,
соответствует значению 5,327 σtot· при точном знании погрешности.
Повышение точности определения дифференциальных поправок
с использованием описанного выше метода, использующего предварительно построенную базу данных НОМ, иллюстрирует табл. 3.1.
Представленные результаты получены путем полунатурного моделирования и обработки данных о измеряемых псевдодальностях от
бортового приемника ГНСС с учетом (σtot.) и без учета (σ*tot) предварительно сформированных характеристик НОМ. В табл. 3.1 также
приведено значение коэффициента KТ (относительного повышения
точности определения дифференциальной поправки) для выполненного моделирования.
Учитывая тот факт, что погрешности определения дифференциальных поправок преобразуются в погрешности координат с коэффициентом, пропорциональным геометрическому фактору [110],
можно также утверждать, что пропорционально KТ возрастут и погрешности определения координат ЛА. Как показывают дополнительные исследования, среднее значение коэффициента KТ составляет 3.5.
Результаты полунатурного моделирования с использованием
реальных записей, полученных при летных испытаниях системы
посадки, показали, что использование предложенного метода позволяет повысить точность определения погрешности определения
дифференциальных поправок в 1,5…6,0 раз.
Если предположить, что для погрешности σtot, рассчитанной
с учетом компенсации НОМ по рассмотренному методу, вероятность
выдачи ложного предупреждения равна 1·10–7 [18], то при использовании значения погрешности σ*tot, которое в 1,5…6,0 раз превышает
это значение (см. табл. 3.1), вероятность ложного предупреждения
возрастет до 4·10–4 (верхний предел в (3.13) равен 5,327/1,5 = 3,55,
что в соответствии с (3.13) дает результат 0,0996) или до 0,38 (верх113
ний предел в (3.13) равен 5,327/6 = 0,88, что в соответствии с (3.13)
дает результат 0,62) соответственно. Очевидно, что в последнем случае нарушается нормальная работа ССП из-за частых предупреждений.
Благодаря разработанному методу уточняются значения дисперсий общей ошибки σ2tot ( i ) по формуле (3.9), которая используется
для формирования весовой и проекционной матриц при определении уточненных координат и целостности их определения (см. 24 на
рис. 3.3, а) в соответствии с защитными уровнями, рассчитываемыми по формулам (3.11) и (3.12).
Для повышения надежности работы неземной подсистемы ССП
(ЛККС) целесообразно использовать несколько приемных каналов,
разнесенных в пространстве [59]. Дифференциальные поправки
ЛККС в этом случае формируются как среднеарифметическое значение поправок, выработанных каждым приемником.
Из-за существенного расстояния между приемниками ошибки
МЛ в этих каналах не коррелированны. Поэтому каждый приемник должен иметь свою объемную диаграмму прогнозируемой дисперсии НОМ.
При использовании М наземных приемников для каждого из
них производят операции, соответствующие случаю одного наземного приемника (см. рис. 3.3, б).
После выбора максимального значения дисперсия ошибки МЛ при приеме сигнала i-го спутника в k-м приемнике равна
σˆ 2mp_ç ( i, k ), а после вычисления 14 получают дисперсию шумовой
составляющей ошибки измерения ПД σ
ˆ 2ø_ç ( i, k ). Далее вычисляют
дисперсию НОП для k-го приемника:
σ2gnd (i, k) = σ2mp _ ç (i, k) + σ2ø_ç (i, k).
(3.14)
Затем определяют среднеквадратическое значение НОП i-го
спутника как корень квадратный из суммы дисперсий НОП каждого наземного приемника, деленный на число приемников:
σ gnd (i) =
1
⋅
M
M
∑ σ2gnd (i,k).
k =1
(3.15)
Результирующее значение НОП транслируют на борт ЛА.
Структура ССП, реализующая предлагаемый метод приведена
на рис. 3.8. Дополнительно на рис. 3.8 показаны отражающиеся
114
1
Сп .1……………..…………..
Сп .N
27
28
3
15
14
2
8
7
4
5
Координаты
ЛККС
11
12
10
13
9
16
17
22
6
21
19
18
23
20
Текущее
время
24
ЗЕМЛЯ
26
25
БОРТ
Отклонение
от глиссады
Предупреждение о
превышении допустимой
погрешности
Рис. 3.8. Структура ССП для реализации метода использования
диаграмм объемного распределения ошибок
многолучевого распространения радиоволн
объекты в районе размещения ЛККС (27) и переотражающие элементы конструкции ЛА (28). Работа устройств, реализующих предложенную структуру построения ССП, подробно описана в [95, 96].
Таким образом, введение формирователей и баз объемных диаграмм прогнозируемых дисперсий наземной и бортовой ошибок МЛ
и их использование в системе посадки в совокупности с известными
блоками, определяющими и обрабатывающими дифференциальные поправки псевдодальностей, и введенными блоками, вычисляющими дисперсии ошибок многолучевого распространения и шумовых ошибок, позволяет уточнить определяемые координаты ЛА
и повышает их целостность.
Кроме того, как указывалось выше, увеличивается непрерывность работы наземной подсистемы ССП при отсутствии текущих
измерений НОМ благодаря каналу прогнозирования дисперсии и
использованию максимального значения НОМ при сравнении прогнозируемой и текущей дисперсий.
115
На рис 3.8 цифрами обозначены: 1 – Группировка навигационных спутников; 2 – Наземный приемник; 3 – Наземная антенна
спутниковых сигналов; 4 – Вычислитель дифференциальных поправок; 5 – Передатчик линии передачи данных с антенной; 6 – Наземная база данных координат заданной глиссады; 7 – Вычислитель
дисперсии текущей наземной ошибки МЛ; 8 – Вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника; 9- Формирователь
объемной диаграммы дисперсии прогнозируемой наземной ошибки
МЛ; 10 – База данных дисперсии прогнозируемой наземной ошибки МЛ; 11 – Компаратор; 12 – Определитель максимальной наземной ошибки МЛ; 13- Вычислитель среднеквадратического значения
наземной ошибки ПД; 14 – Бортовой приемник; 15 – Антенна бортового приемника спутниковых сигналов; 16 – Вычислитель текущих координат летательного аппарата; 17 – Приемник линии передачи данных с антенной; 18 – Вычислитель отклонений координат
от заданной глиссады; 19 – База данных дисперсии прогнозируемой
бортовой ошибки МЛ; 20 – Определитель ориентации летательного
аппарата; 21 – Вычислитель дисперсии бортовой ошибки МЛ; 22 –
Вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника;
23 – Вычислитель дисперсии бортовой ошибки ПД; 24- Сумматор
ошибок ПД; 25 – Бортовая база допустимой погрешности определения координат летательного аппарата; 26 – Вычислитель достоверности координат летательного аппарата; 27 – Отражающие объекты
в районе ЛККС; 28 – Переотражающие элементы конструкции летательного аппарата.
Далее рассмотрим еще один метод, который позволяет повысить
эффективность и безопасность полетов.
3.14. Метод обеспечения целостности и непрерывности сигналов наведения на основе использования интегрального отношения сигнал/шум
для псевдодальностей в условиях радиоинтерференции
Общим недостатком известных способов построения систем
спутниковой посадки [111, 112] является отсутствие на ЛККС и на
борту ЛА средств выявления ситуации недопустимого снижения
точности ССП. Причиной снижения точности работы системы может стать излучение сигналов сторонних радиотехнических систем
вблизи антенны приемников ЛККС или бортовых антенн (эффект
радиоинтерференции этих сигналов и сигналов КА). Учитывая высокую чувствительность приемников ГНСС, опасной может быть не
116
T
RSA
INMA
Сигнал
помехи
VDB
Источник
сигнала помехи
Сигнал помехи
ЛККС
Рис. 3.9. Трассы сигналов помех, приводящих
к радиоинтерференции с сигналами ГНСС
только основная частота излучения сторонних систем, но и ее гармоники.
На рис. 3.9 представлены трассы распространения радиосигналов от наземного источника помех и бортового передатчика системы
спутниковой связи типа INMARSAT.
На необходимость контроля точности работы ЛККС указывается в ряде документов (например, [59]), однако в них не предлагается конкретного способа выявления ситуации недопустимого снижения точности работы ЛККС из-за эффектов радиоинтерференции.
В этих документах также указывается на необходимость контроля
целостности ССП. Для контроля целостности на борту ЛА необходимо иметь информацию о «показателе целостности и непрерывности ЛККС» (Ground Continuity and Integrity Designator [59, 113]),
характеризующем качество работы ЛККС при наличии эффектов
радиоинтерференции.
117
Все известные работы в этой области [13, 15, 114 и др.], ведут
либо к существенному усложнению и удорожанию ЛККС и бортового оборудования ГНСС/ЛККС, либо не позволяют оперативно осуществлять контроль целостности.
Основным недостатком известных способов является отсутствие
действий, связанных с выявлением ситуации недопустимого снижения точности ССП из-за эффектов радиоинтерференции и недостаточно высокая точность оценивания наземной ошибки МЛ из-за
неучета эффектов МЛ с большим запаздыванием переотраженного
радиосигнала и эффектов ионосферы. При этом также при оценивании дисперсии шумовой ошибки (на ЛККС и на борту ЛА) не учитывается диффузионная компонента ошибки МЛ и влияние эффектов
МЛ на измерения отношения сигнал/шум. Устранению указанных
недостатков посвящены работы автора [95, 96, 97, 98].
Задачей предлагаемого нового метода является повышение целостности определения координат ЛА благодаря выявлению ситуации недопустимого снижения точности работы ЛККС из-за эффектов радиоинтерференции. При этом одновременно обеспечивается
более точное оценивание текущего значения дисперсии наземной
ошибки МЛ (НОМ) и дисперсии шумовой ошибки (на ЛККС и на
борту ЛА) по сравнению с методом, описанным выше в п. 3.1.
Суть заявляемого метода поясняется с помощью рис. 3.10 и подробно описана в [97, 105]. Предлагаемые новые операции на рис. 3.10
выделены серым тоном.
Суть новых операций заключается в следующем.
На ЛККС выполняют формирование диаграммы временного распределения прогнозируемого НИОС, ввод диаграммы в наземную
базу данных, определение прогнозируемого значения НИОС (см. блок
13 на рис. 3.10). Для формирования диаграммы временного распределения прогнозируемого НИОС используются выполненные в условиях нормальной помеховой обстановки предварительные измерения
наземных отношений сигнал/шум, с помощью которых для всех N
видимых в данный момент времени КА вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум по выражению [12]:
N
∑ αi (tk ) SNRi (tk )
SNR ïð (tk ) = i =1
N
∑ αi (tk )
i =1
,
(3.16)
где SNRi (tk ) – наземное отношение сигнал/шум для i-го КА в момент времени tk ; α i (tk ) – весовой коэффициент; SNR ïð (tk ) – на118
119
13. Формирование диаграммы
временного распределения
прогнозируемого НИОС, ввод
диаграммы в наземную базу
данных, определение
прогнозируемого значения
НИОС
14. Сравнение значения
оценки дисперсии наземной
ошибки многолучевости с
заданным порогом и
выявление первой и второй
групп спутников
20. Сравнение значения
оценки дисперсии бортовой
ошибки многолучевости с
заданным порогом и
выявление первой и второй
групп спутников
15. Определение текущего
значения НИОС и коррекция
прогнозируемого значения
НИОС
17. Сравнение текущего и
прогнозируемого значений
НИОС
18. Установка показателя
целостности и непрерывности
в состояние тревоги
16. Формирование показателя
целостности и непрерывности
ЛККС
7. Трансляция общего пакета
информации через ЛПД на
борт ЛА
19. Формирование диаграммы
временного распределения
прогнозируемого БИОС, ввод
диаграммы в бортовую базу
данных, определение
прогнозируемого значения
БИОС
21. Определение текущего
значения БИОС и коррекция
прогнозируемого значения
БИОС
23. Сравнение текущего и
прогнозируемого значений
БИОС
24. Формирование сигнала
тревоги, запрещающего
использование спутниковой
системы для целей посадки ЛА
8. Прием общего пакета
информации на борту ЛА
6. Определение
среднеквадратичных
значений наземной ошибки
псевдодальности
5. Вычисление значений
дисперсии шумовой ошибки
наземного приемника и
дисперсии наземной ошибки
псевдодальности
4. Формирование оценок
дисперсии наземной ошибки
многолучевости
3. Вычисление
дифференциальных
поправок псевдодальностей
2. Прием сигналов спутников
на ЛККС, измерение
наземных псевдодальностей
и отношений сигнал/шум
Рис. 3.10. Метод обеспечения целостности
и непрерывности информации в системе спутниковой посадки
Обозначения: НИОС – наземное (на ЛККС) интегральное отношение сигнал/шум в опорном приемнике, БИОС
прогнозируемое бортовое (в аппаратуре ГНСС/ЛККС) интегральное отношение сигнал/шум.
12. Вычисление текущих
уточненных координат ЛА ,
оценка достоверности их
вычисления, формирование
отклонения уточненных
координат от заданной
глиссады
11. Вычисление значений
дисперсии шумовой ошибки
бортового приемника и
дисперсии бортовой
суммарной ошибки
псевдодальности
10. Формирование оценок
дисперсии бортовой ошибки
многолучевости
22. Запрет коррекции
псевдодальностей ,
формирование
предупреждения о
снижении точности системы
9. Коррекция значений
бортовых
псевдодальностей
1. Прием сигналов
спутников на борту ЛА,
измерение бортовых
псевдодальностей и
отношений сигнал/шум
земное интегральное отношение сигнал/шум (НИОС), рассматриваемое далее как прогнозируемое значение НИОС.
Использование весовых коэффициентов α i (tk ) позволяет устранить скачки в зависимости SNR ïð (tk ) при смене рабочего созвездия
КА, когда меняется число слагаемых N в весовой сумме. Для этого
применяется функциональная зависимость весового коэффициента
i-го КА от угла места EL(tk ) этого КА, обеспечивающая «мягкое»
включение (или выключение) КА в операцию вычисления НИОС.
В качестве примера подобной функциональной зависимости
можно привести следующую зависимость:
åñëè EL(tk ) ≥ 12,
1,

α i (tk ) =
1

12 − EL(t ) , åñëè EL(tk ) < 12.
k

(3.17)
Результаты вычислений SNR ïð (tk ) дополнительно усредняют,
используя эффекты повторяемости углового положения КА навигационной системы. Затем значения НИОС вводят в базу данных
и, в дальнейшем, по этой базе данных определяют прогнозируемое
значение НИОС (см. блок 13 на рис. 3.10) в соответствии с текущим
временем и используемой группой КА (если некоторый КА выводится из числа рабочих КА и заменяется резервным, то в процессе вычисления НИОС используются параметры нового, бывшего резервным, КА).
Значение оценки дисперсии НОМ сравнивают с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы КА (см. блок 14 на
рис. 3.10). Для первой группы КА значение оценки дисперсии НОМ
оказывается ниже порога и, следовательно, сигналы первой группы
КА не подвержены эффектам МЛ. Порог выбирается, исходя из величины среднеквадратического значения ошибки (шумовой компоненты) σ ÍÎÌ при оценке НОМ в наименее благоприятных (при малом значении EL(tk ) ) условиях работы КА канала (например, порог
может быть установлен на уровне 3σ ÍÎÌ ).
С помощью измерений наземного отношения сигнал/шум для
первой группы КА, сигналы которых не подвержены эффектам
МЛ, определяют текущее значение НИОС (см. блок 15 на рис. 3.10).
Для этой цели используют текущие измерения наземного отношения сигнал/шум, с помощью которых вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум SNR òåê (tk ) по формуле, приведенной ранее (отличием является лишь выбраковка спутниковых
120
каналов, в которых оценка дисперсии НОМ превышает заданный
порог; необходимость такой выбраковки объясняется наличием искажений в измерениях отношения сигнал/шум, не связанных с эффектами радиоинтерференции). Измерения наземного отношения
сигнал/шум для второй группы КА, сигналы которых подвержены эффектам МЛ, при определении текущего значение НИОС не используются, а взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум
SNR òåê (tk ) рассматривается как текущее значение НИОС.
Одновременно формируют показатель целостности и непрерывности ЛККС (см. блок 16 на рис. 3.10) (Ground Continuity And
Integrity Designator [59, 113]) и транслируют его через ЛПД на борт
ЛА. В нормальном режиме работы ЛККС этому показателю присваивают значение равное единице [59].
Далее производят сравнение текущего и прогнозируемого значений НИОС (см. блок 17 на рис. 3.10) и, в случае превышения прогнозируемого значений НИОС на заданную пороговую величину,
значение показателя целостности и непрерывности ЛККС устанавливают в состояние тревоги (см. блок 18 на рис. 3.10) (в этом случае это значение равно семи [115]). При наличии эффектов радиоинтерференции наземное отношение сигнал/шум уменьшается, что и
позволяет оперативно контролировать точность работы ЛККС. Пороговая величина выбирается с учетом среднеквадратического значения шумовой компоненты σÑØ в измерениях наземного отношения сигнал/шум в наименее благоприятных (при малом значении
EL(tk ) ) условиях работы спутникового канала. При формировании
текущего значения НИОС шумовая компонента в результате усреднения уменьшается до значения σÑØ =
σÑØ / N . Пороговая величина выбирается таким образом, чтобы достичь компромисса в характеристиках целостности и непрерывности навигационных измерений (например, пороговая величина может быть установлена на
уровне 5σÑØ ).
В случае же не превышения прогнозируемого значений НИОС на
заданную пороговую величину выполняется коррекция хранящегося в наземной базе данных прогнозируемое значение НИОС с помощью текущего значения НИОС (см. блок 15 на рис. 3.6). Необходимость такой коррекции объясняется изменениями в мощности
излучаемого КА радиосигнала и условиями его распространения
при перемене погоды и времен года. При коррекции используется
известный алгоритм α-фильтра [116]:
+
−
−
SNR
=
ïð (tk ) SNR ïð (tk ) + α[SNR òåê (tk ) − SNR ïð (tk )], (3.18)
121
−
где SNR ïð (tk ) – хранящееся в базе данных прежнее прогнозируе+
мое значение НИОС; SNR ïð (tk ) – скорректированное прогнозируемое значение НИОС; α – весовой коэффициент, характеризующий
желаемую скорость обновления наземной диаграммы зависимости
НИОС от времени.
На борту ЛА, тем же способом что и на ЛККС, выполняют формирование диаграммы временного распределения прогнозируемого
БИОС, ввод ее в бортовую базу данных, определение прогнозируемого значения БИОС (см. блок 19 на рис. 3.10).
Значение оценки дисперсии БОМ сравнивают с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы КА (см. блок 20 на
рис. 3.10). Для первой группы КА значение оценки дисперсии БОМ
оказывается ниже порога и, следовательно, сигналы первой группы
КА не подвержены эффектам МЛ. При выборе порога используются
те же соображения, что и на ЛККС.
С помощью измерений бортового отношения сигнал/шум для
первой группы КА, сигналы которых не подвержены эффектам
МЛ, определяют текущее значение БИОС (см. блок 21 на рис. 3.10).
Для этой цели используют текущие измерения бортового отношения сигнал/шум, с помощью которых вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум SNR òåê (tk ) по формуле, приведенной ранее. Измерения бортового отношения сигнал/шум для
второй группы КА, сигналы которых подвержены эффектам МЛ,
при определении текущего значение БИОС не используются, а взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум SNR òåê (tk ) рассматривается как текущее значение БИОС.
На борту ЛА анализируют полученный показатель целостности
и непрерывности ЛККС. Если работа ЛККС находится в номинальном режиме (состояние показателя равно единице), то принятые через ЛПД дифференциальные поправки ЛККС используются для коррекции измеряемых на борту ЛА псевдодальностей (см. блок 9 на
рис. 3.10). Если на ЛККС выявлены эффекты радиоинтерференции
(состояние показателя равно семи), то запрещают коррекцию псевдодальностей с помощью дифференциальных поправок (отключают
дифференциальный режим) и формируют соответствующее предупреждение о снижении точности системы (см. блок 22 на рис. 3.10).
Кроме того, на борту ЛА производят сравнение текущего и прогнозируемого значений БИОС (см. блок 23 на рис. 3.6) и, в случае
превышения прогнозируемого значений БИОС на заданную пороговую величину, формируют сигнал тревоги, запрещающий исполь122
Наземные отношения сигнал/шум (НОС) и наземные псевдодальности (НП) от оператора 2
25. Формирование среднечастотной
вариации измерений НОС
с компенсацией скоростной
динамической ошибки
28. Определение
сглаженного значения
квадрата среднечастотной
вариации измерений НОС
29. Формирование
первой оценки ошибки
многолучевости
26. Формирование среднечастотной
вариации измерений НП с компенсацией
скоростной динамической ошибки
27. Определение
ковариации измерений
НОС и НП
33. Сравнение
модуля ковариации
с заданным порогом
34. Формирование
окончательной оценки
ошибки многолучевости
4. Формирование
оценки дисперсии
наземной ошибки
многолучевости
31. Определение сглаженного значения квадрата
среднечастотной вариации
измерений НП
32. Формирование
дополнительной оценки
ошибки многолучевости
30. Определение оценки
дисперсии наземной
ошибки многолучевости
К операторам 5 и 14
Рис. 3.11. Способ обеспечения целостности
и непрерывности информации в системе спутниковой посадки
зование спутниковой системы для целей посадки ЛА (см. блок 24 на
рис. 3.10). При выборе пороговой величины используются те же соображения, что и на ЛККС.
Суть предложений относительно метода формирования оценок
дисперсии НОМ на ЛККС с использованием кодовых и фазовых измерений наземных псевдодальностей и отношений сигнал/шум поясняется с помощью рис. 3.11.
В предлагаемом методе осуществляется формирование среднечастотной вариации измерений наземного отношения сигнал/шум
(НОС), формирование среднечастотной вариации измерений псевдодальности (НП), выполненных на ЛККС, вычисление произведения
упомянутых среднечастотных вариаций и определение ковариации
измерений НОС и НП путем сглаживания этого произведения, определение сглаженного значения квадрата среднечастотной вариации
измерений НОС, формирование первой оценки ошибки МЛ путем
умножения среднечастотной вариации измерений НОС на ковариацию и деления результата на сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НОС, определение оценки дисперсии НОМ путем возведения в квадрат оценки ошибки МЛ.
123
Формирование среднечастотной вариации измерений НОС и
формирование среднечастотной вариации измерений НП выполняется с компенсацией скоростной динамической ошибки. При этом
измерения НОС фильтруют с помощью фильтра не ниже 2-го порядка астатизма. В качестве такого фильтра можно, например, использовать алгоритм αβ-фильтра [109]:
x1 (k=
) x1 (k − 1) + ∆t x2 (k − 1) + α(k)∆1 (k),
x2=
(k) x2 (k − 1) + β(k)∆1 (k),
∆1=
(k) z1 (k) − [x1 (k − 1) + ∆t x2 (k − 1)],
(3.19)
где x1 (k), x2 (k) – оценки фильтрованных измерений НОС и его скорости, соответственно; z1 (k) = SNR (k) – измерения НОС; ∆t – интервал временной дискретизации; k – текущее дискретное время;
=
α(k)
2(2k − 1)
6
при k < 3000 и
=
, β(k)
k(k + 1)
k(k + 1)∆t
α(k) =2 ⋅ 10−3 , β(k) =10−6 при k ≥ 3000.
Выбор указанных значений коэффициентов сглаживания α(k) и
β(k) обеспечивает отфильтровывание недоступной для оценивания
данным способом спектральных составляющих ошибки МЛ с интервалом корреляции более 500 секунд. Выбор переменных коэффициентов сглаживания уменьшает длительность переходного процесса алгоритма αβ-фильтра.
Кодовые и фазовые измерения НП фильтруют с помощью фильтра не ниже 2-го порядка астатизма, причем описанный ранее алгоритм αβ-фильтра следует видоизменить с использованием принципа инвариантности [109]:
y1=
(k) y1 (k − 1) + dz3 (k) + ∆ty2 (k − 1) + α(k)∆2 (k),
y2=
(k) y2 (k − 1) + β(k)∆2 (k),
∆2=
(k) z2 (k) − [y1 (k − 1) + dz3 (k) + ∆ty2 (k − 1)],
(3.20)
где y1 (k), y2 (k) – оценки фильтрованной НП и ее скорости, соответственно; z2 (k) – кодовые измерения НП; dz3 (k) = z3 (k) − z3 (k − 1) –
приращение фазовых измерений НП.
В качестве выходных сигналов αβ-фильтров используются сигналы рассогласования фильтров (невязки) ∆1 (k) и ∆2 (k), причем
сами αβ-фильтры выполняют функцию фильтров верхних частот.
124
Оценки скоростей обеспечивают компенсацию скоростной динамической ошибки, обусловленной изменением среднего уровня НОС (в
первом αβ-фильтре) и ионосферной задержки радиосигнала (во втором αβ-фильтре). В результате, невязки ∆1 (k) и ∆2 (k) не имеют смещений при формировании ошибки МЛ с интервалом корреляции до
500 секунд.
Далее невязки ∆1 (k) и ∆2 (k) сглаживаются с помощью описанных в [115] алгоритмов α-фильтров с коэффициентами сглаживания 0.01, так что на выходе этих фильтров формируются среднечастотные вариации измерений НОС ∆1* (k) с компенсацией скоростной динамической ошибки и среднечастотные вариации измерений
НП ∆*2 (k) с компенсацией скоростной динамической ошибки с интервалом корреляции от 100 до 500 секунд.
При формировании оценки ошибки МЛ с использованием измерений НОС следует учесть следующие соображения. Связь ошибки
МЛ M со среднечастотными вариациями ∆1* (k) и ∆*2 (k) можно описать выражениями [60]:
∆1* =βM + v1,
∆*2 = M + v2 , (3.21)
где β – нормирующий множитель; v1 – ошибка измерения НОС;
v2 – ошибка кодовых измерений НП (включает в себя шумовую и
ионосферную компоненты).
Специфической особенностью задачи формирования оценки
ошибки МЛ M̂ является невозможность разделения эффектов ионосферы и МЛ в измерениях НП одночастотного приемника. Именно поэтому оценку M̂ формируют с использованием измерений
НОС, но для этого необходимо найти нормирующий множитель β.
Заметим, однако, что благодаря компенсации скоростной ошибки
в αβ-фильтрах, вклад эффектов ионосферы в ошибку v2 оказывается малым, и статистику ∆*2 (k), в крайнем случае, также допустимо
использовать в качестве решения нашей задачи.
Дополнительно определяют сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НП и формируют дополнительную оценку ошибки МЛ путем умножения среднечастотной вариации измерений НОС на сглаженный квадрат среднечастотной
вариации измерений НП и деления результата на упомянутую ковариацию.
Выполнение указанных выше действий математически описывается следующими выражениями:
125
E{∆1* ∆*2 } =βE{ M2 },
E{(∆1* )2 } = β2 E{ M2 } + σ12 ,
E{(=
∆*2 )2 } E{ M2 } + σ22 , (3.22)
где E{.} – оператор усреднения (операцию усреднения или сглаживания выполняет α-фильтр с коэффициентом сглаживания менее
0,001); E{∆1* ∆*2 } – ковариация измерений НОС и НП; E{(∆1* )2 } –
сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НОС; E{(∆*2 )2 } – сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НП; σ12 è σ22 – дисперсии ошибок v1 è v2 ,
соответственно; делается естественное предположение об отсутствии взаимной корреляции между всеми составляющими компонент ∆1* (k) и ∆*2 (k) .
Далее формируют оценку нормирующего множителя
E{(∆1* )2 }
βˆ1 =
= β + σ23
E{∆1* ∆*2 }
(3.23)
и оценку обратной величины от нормирующего множителя
E{(∆*2 )2 } 1
βˆ 2=
=
+ σ24 ,
E{∆1* ∆*2 } β
(3.24)
где σ23 è σ24 – ошибки оценивания β и 1/β, соответственно.
Эти оценки используются для построения двух оценок ошибки
МЛ:
∆1* ∆1* E{∆1* ∆*2 }
ˆ=
M
=
,
1
βˆ1
E{(∆1* )2 } (3.25)
первая оценка ошибки МЛ,
*
* 2
ˆ 2 =∆1*βˆ 2 = ∆1 E{(∆2 ) } ,
M
E{∆1* ∆*2 } (3.26)
дополнительная оценка ошибки МЛ.
Из-за ошибок измерения НОС оценка β̂1 завышена, что приводит к недопустимому в системе посадки ЛА занижению оценки
ˆ 1. С другой стороны, оценка β̂2 также завышена, но это привоM
ˆ 2 . Предлагается компромиссное редит к завышению и оценки M
126
шение: для формирования окончательной оценки ошибки МЛ исˆ 2 , т. е.
пользовать среднее арифметическое оценок M̂1 и M
ˆ 1 (M
ˆ1 + M
ˆ 2 ).
=
M
2
(3.27)
Построенная таким образом оценка среднечастотной компоненты ошибки зеркальной МЛ базируется на предположении о линейной связи эффектов МЛ в кодовых измерениях НП и измерениях
НОС. Такое предположение справедливо при наличии одного сильного зеркального отражения и небольшом запаздывании переотраженного сигнала, приводящем к искажению вершины корреляционного пика кода ПД. При действии нескольких отражений с разными задержками нельзя найти общий коэффициент β. В случае
же эффектов МЛ с большим запаздыванием переотраженного сигнала возможно искажение заднего ската корреляционного пика.
Это вызывает появление ошибки в кодовых измерениях ПД, однако
может не затронуть измерения НОС, которые выполняются на вершине корреляционного пика. Такие эффекты построенная оценка
также не учитывает.
Для устранения указанного недостатка можно использовать построенную оценку ошибки МЛ лишь в том случае, когда имеется
существенная корреляция между кодовыми измерениями НП и
измерениями НОС. В качестве статистики, характеризующей такую корреляцию, применяется ковариация измерений НОС и НП
E{∆1* ∆*2 }. При этом сравнивают модуль ковариации с заданным порогом: mod(E{∆1* ∆*2 }) > Ï. В случае превышения заданного порога
формируют окончательную оценку ошибки МЛ как среднее арифметическое двух упомянутых оценок ошибки МЛ, а в случае не превышения заданного порога, ввиду бесполезности измерений НОС,
используют в качестве окончательной оценки ошибки МЛ среднеˆ = ∆*2 (k).
частотную вариацию измерений НП M
При формировании оценки дисперсии НОМ на основе полученного предложенным способом мгновенного значения зеркальной компоненты НОМ учитывается функция плотности распределения веˆ . Согласно [117], распределение мгновенных
роятностей оценки M
значений гармонического сигнала со случайной фазой подчиняется
закону арксинуса с дисперсией, равной половине квадрата амплитуды гармонического сигнала. Поскольку расчет защитных уровней
на борту ЛА выполняется в предположении о нормальном законе
ошибок ПД, реальный закон распределения зеркальной компонен127
ты ошибки МЛ необходимо аппроксимировать нормальным законом. В результате, оценка дисперсии наземной ошибки МЛ (НОМ)
ˆ.
определяется как половина квадрата оценки M
Суть предложений относительно способа определения шумовой
ошибки (на ЛККС и на борту ЛА) поясняется ниже.
В [115] предложен способ оценки уровня шума приемника, основанный на зависимости шумовой ошибки от отношения сигнал/
шум, измеряемого навигационным приемником. Сущность этого
способа заключается в том, что дисперсию ошибки системы слежения за задержкой (т. е. вариацию измерений ПД) при известном отношении сигнал/шум нетрудно рассчитать по формуле:
σ2PR =
λ2C
dBL
,
2C / N0
(3.28)
где d – параметр коррелятора; BL – односторонняя шумовая полоса
системы слежения за задержкой; C / N0 – отношение мощности сигнала к спектральной плотности мощности шума (измеряется приемником), λ C – протяженность элемента С/А-кода радиосигнала.
Далее дисперсия σ2PR пересчитывается к выходу алгоритма кодово-фазовой фильтрации:
σ2Ø
=
α 2
α
σ PR ≈ σ2PR ,
2−α
2
(3.28)
где α – коэффициент сглаживания алгоритма кодово-фазовой
фильтрации ПД; σ2Ø – дисперсия шумовой ошибки.
Этот способ обладает рядом недостатков, затрудняющих его применение в системе посадки ЛА, а именно:
1) Эффекты зеркальной МЛ влияют на оценку отношения сигнал/шум наземного приемника, что существенно искажает результаты оценивания уровня шума приемника.
2) Способ не учитывает влияние эффектов диффузионной МЛ на
ошибки измерения ПД.
3) Способ не учитывает влияние остаточной ошибки зеркальной МЛ с интервалом корреляции менее 100 секунд (эта ошибка подавляется с помощью алгоритма кодово-фазовой фильтрации, но
100% подавление обеспечить невозможно).
С целью устранения перечисленных недостатков, для определения дисперсии шумовой ошибки наземного и бортового приемников
предлагается следующее.
128
Для определения вариации измерений ПД вместо расчета формируется выборочная дисперсия, учитывающая как шумовую компоненту, так и диффузионную компоненту ошибки МЛ. При этом
в качестве статистики, характеризующей уровень ошибки, используется невязка алгоритма кодово-фазовой фильтрации ПД, квадрат
которой ∆2Ô , для получения выборочной дисперсии, сглаживается
с помощью рекуррентного алгоритма [115]:
σ2PR (i + 1) = σ2PR (i) + γ{∆2Ô (i + 1) − σ2PR (i)},
σ2PR (0) = 0,
(3.29)
где γ – параметр, влияющий на ширину «скользящего окна», в котором вычисляется дисперсия шумовой ошибки.
При выборе параметра γ используется компромиссное решение: чем меньше значение γ (шире «скользящее окно»), тем точнее
оценка σ2PR при условии стационарности процесса ∆ Ô (i); однако,
при изменении угла места КА θ, условия стационарности процесса ∆ Ô (i) нарушаются и чрезмерно увеличивать ширину «скользящего окна» нельзя. Рекомендуется выбирать значение параметра γ
равным коэффициенту сглаживания α алгоритма кодово-фазовой
фильтрации ПД, т. е.
∆t 0,5
γ =α =
=
= 0,005,
TÔ 100
где TÔ – постоянная времени алгоритма кодово-фазовой фильтрации ПД; ∆t – интервал временной дискретизации, равный периоду
повторения дифференциальных данных в сообщении ЛККС.
Пересчет величины вариации σ2PR к выходу алгоритма кодовофазовой фильтрации (т. е. в значение σ2Ø ) выполняется в соответствии с (3.28).
В предложенном методе производится определение дисперсии
шумовой ошибки приемника в реальном времени и в комплексе с определением диффузионной компоненты ошибки МЛ. Кроме
того, учитывается остаточная ошибка зеркальной МЛ с интервалом
корреляции менее 100 секунд, присутствующая в невязке ∆ Ô (i), а
также устраняется влияние среднечастотной ошибки зеркальной
МЛ на оценку дисперсии шумовой ошибки приемника.
Таким образом, введение новых операций контроля качества работы ЛККС, а также оценивания дисперсии наземной ошибки МЛ и
дисперсий шумовых ошибок на ЛККС и борту ЛА позволяют повысить точность и целостность определения координат. Контроль качества работы ЛККС, сопровождаемый операциями выявления эф129
фектов радиоинтерференции и оповещения пилота ЛА о наличии
таких эффектов на ЛККС, способствует обеспечению безопасности
полетов.
На рис. 3.12, 3.13 представлены результаты натурных испытаний ЛККС при наличии эффектов радиоинтерференции (на
рис. 3.12 показаны отношения сигнал/шум приемника ЛККС при
действии сигнала INMARSAT, а на рис. 3.13. – текущее значение
SNR
60
56
52
48
44
40
36
32
28
24
20
0
100
200
300
400
500
600
700
Step
Рис. 3.12. Отношения сигнал/шум для сопровождаемых КА в опорном
приемнике ЛККС при действии сигнала INMARSAT
IntSNR
60
56
52
48
44
40
36
32
28
24
20
0
100
200
300
400
500
600
700
Рис. 3.13. Текущее значение НИОС для ЛККС
130
Step
SnvdR3
1
0
–1
–2
–3
–4
–5
–6
–7
–8
–9
–10
0
1000 2000
3000
4000 5000
6000 7000
8000 9000 10000 Step
Рис. 3.14. Изменение дифференциальной поправки
псевдодальности во времени
НИОС для ЛККС). В процессе испытаний в непосредственной близости от антенны ЛККС действовала международная система связи
INMARSAT, работающая в частотном диапазоне 1626,5–1660 МГц.
В результате наблюдалось резкое снижение уровня отношения
сигнал/шум в каналах приема GPS (рис. 3.8, шаг: 400–600). Показанная на рис. 3.9 зависимость от времени текущего значения
НИОС, демонстрирует возможность выявления эффектов радиоинтерференции на ЛККС.
В качестве примера, иллюстрирующего формирование дисперсии НОП в ЛККС в соответствии с описанным выше способом, на
рис. 3.14 приведены результаты формирования дифференциальной
поправки ПД для одного КА GPS на временном интервале 3 часа,
а на рис. 3.15 – показатель ЛККС GAD-A и среднеквадратическое
значение наземной ошибки ПД (СКО НОП). Эффекты зеркальной
МЛ (с интервалом корреляции до 500 секунд) проявились на последнем часе эксперимента (рис. 3.14, шаг: 650010500). В соответствии с этим формирование наземной ошибки ПД в течение первых
2-х часов эксперимента (шаг: 06500) выполнялось без участия измерений отношения сигнал/шум наземного приемника (использовалась статистика ∆*2 (k) ). В течение последнего часа эксперимента
(шаг: 6500–10500) формирование наземной ошибки ПД выполнялось с использованием кодовых и фазовых измерений ПД, а также
131
Value
1
GAD-A
СКО НОП
0
1000 2000
3000
4000 5000
6000 7000
8000 9000 10000 Step
Рис. 3.15. Изменение среднеквадратического значения
наземной ошибки псевдодальности во времени
измерений отношения сигнал/шум наземного приемника в соответствии с (3.27).
Рассмотрим далее метод повышения точности и целостности навигационной информации для ССП на основе компенсации ошибок
фазовых измерений.
3.3. Метод повышения точности и целостности сигналов наведения на основе компенсации ошибок определения
псевдодальностей c использованием фазовых измерений и структура радиоэлектронного комплекса для его реализации
Общим недостатком известных способов и устройств, используемых в ССП [9, 118] является отсутствие обнаружения и коррекции
скачков фазовых измерений в системе фазовой автоподстройки частоты (ФАПЧ) опорных приемников ЛККС и бортового приемника ГНСС/
ЛККС. В то же время требования к оборудованию ЛККС [58] предусматривают использование фазовой информации для уточнения псевдодальностей, но упомянутые скачки фазовых измерений могут вносить
существенные ошибки в измерения координат ЛА. Кроме того, скачки фазовых измерений могут снижать целостности информации ССП,
так как рекомендуемый алгоритм контроля целостности [18], основанный на определении дисперсии флуктуационной ошибки координат,
не учитывает наличие скачков фазовых измерений.
132
20,00
15,00
Z
Y
10,00
5,00
0,00
–5,00
150
X
200
250
300
время , c
350
400
Рис. 3.16. Относительные координаты опорного приемника ЛККС
Влияние скачков фазовых измерений иллюстрирует рис. 3.16, на
котором на 200 с от начала регистрации координат (X, Y, Z), рассчитываемых в опорном приемнике ЛККС, произошел срыв слежения
в системе ФАПЧ, и как следствие, скачек в координатах.
Цель предлагаемого метода компенсации ошибок заключается
в устранении подобных скачков и тем самым в повышении точности
и целостности навигационной информации в ССП.
Известен ряд работ [61, 119–121], в которых производится коррекция скачков фазы в спутниковой радионавигационной системе.
Однако они все обладают различными недостатками. Например,
в [119] коррекция скачков фазы основана на использовании сигналов широкозонных систем WAAS и EGNOS, которые доступны
только в США и Западной Европе. В частности, этот способ нельзя
использовать в полярных районах из-за малого угла места геостационарных КА. В [120] рассматривается обнаружение скачков фазы
в системе использующей три комплекта оборудования приемникантенна. Способ, описанный в [61, 122], основан на обнаружении
единичных аномалий. В работе [121] предложен метод коррекции
скачков фазы в кинематической системе реального времени (RTK)
с использованием инерциальной навигационной системы.
Основным недостатком известных способов является низкая точность определения координат. Одним из способов повышения точности является использование не только кодовой, но и фазовой составляющей радиосигнала. В то же время известные методы [18,
59, 122] совместной кодофазовой фильтрации имеют недостаточную
точность из-за влияния скачков фазового измерения ПД.
Задачей предлагаемого метода является повышение точности
вычисления координат ЛА и достоверности их определения благо133
даря учету фазовых измерений ПД с обнаружением и коррекцией
скачков.
На рис. 3.17 представлена последовательность операций при реализации предлагаемого метода компенсации ошибок фазовых измерений. Новые операции, реализующие предлагаемый способ
компенсации, выделены прямоугольным непрерывным контуром и
подробно описаны в [98, 99].
Современные приемники, как правило, выполняются с выходами фазовых измерений [49]. Определение псевдодальностей в опорных приемниках ЛККС и бортовом оборудовании ГНСС/ЛККС осуществляется по фазовым измерениям. После определения псевдодальностей по фазовым измерениям вычисляют фазовые поправки
с компенсацией ухода временных шкал приемников методом вычитания среднего значения фазовых поправок, рассмотренным, например, в [122].
С целью обнаружения скачков фазовых измерений может быть
использован известный алгоритм, основанный на обнаружении
скачков фазовых измерений в «скользящем окне» на шкале времени, предлагаемый в [61, 122].
Для обнаружения упомянутых скачков предлагается использовать отказоустойчивый нелинейный фильтр калмановской структуры с классификацией измерений [123]. Для этого вычисляется
первая разность фазовой поправки dyi (k) на k-м временном шаге
для i-го КА:
(3.30)
dyi (k) = yi (k) − yi (k − 1), где: yi (k) – фазовая поправка, определяемая как разность между
дальностью до i-го КА (i = 1…N) и фазовым измерением ПД с компенсацией временной шкалы приемника [3].
Обнаружение скачка в фазовом измерений каждого КА сводиться к сравнению первой разности фазовой поправки dyi (k) с двумя
изменяющимися порогами выявления (обнаружения) ±ψ ïîð,i (k) ,
определяемыми по методике [123]. При этом, если величина dyi (k)
попадает в область Ωi ∈ [−ψ ïîð,i , +ψ ïîð,i ] , то принимается решение
об отсутствии скачка, в противном случае принимается решение о
наличии скачка фазового измерения. После принятия решения о
наличии или отсутствии скачка в фазовом измерении по методике
[123] рассчитываются параметры упомянутого фильтра калмановской структуры с классификацией измерений.
Компенсацию выявленных скачков фазовых измерений в опорных приемниках ЛККС и бортовом оборудовании ГНСС/ЛККС про134
135
21. Формирование отклонений
уточненных координат ЛА от
заданной глиссады
6. Прием уточненных
дифференциальных
поправок и координат
заданной глиссады на
борту
20. Вычисление итоговых
псевдодальностей
18. Формирование уточненных
значений бортовых
псевдодальностей
2. Определение бортовых
псевдодальностей по кодовым
измерениям
1. Прием сигналов спутников
бортовым приемником
5. Трансляция
уточненных
дифференциальных
поправок и координат
заданной глиссады на
борт
19. Определение уточненных
дифференциальных поправок
17. Формирование уточненных
значений наземных
псевдодальностей
4. Определение наземных
псевдодальностей по кодовым
измерениям
3. Прием сигналов спутников
наземным приемником
9. Вычисление фазовых
поправок наземного приемника
с компенсацией ухода
временной шкалы
7. Определение наземных
псевдодальностей по
фазовым измерениям
15. Коррекция
псевдодальностей наземного
приемника с учетом
компенсации скачков фазовых
измерений псевдодальностей
13. Компенсация скачков
фазовых измерений наземного
приемника
11. Выявление скачков фазовых
измерений наземного
приемника
Рис. 3.17. Метод компенсации ошибок фазовых измерений
16. Коррекция
псевдодальностей бортового
приемника с учетом
компенсации скачков фазовых
измерений псевдодальностей
14. Компенсация скачков
фазовых измерений бортового
приемника
12. Выявление скачков фазовых
измерений бортового
приемника
10. Вычисление фазовых
поправок бортового приемника
с компенсацией ухода
временной шкалы
8. Определение бортовых
псевдодальностей по
фазовым измерениям
водят, вычисляя для каждого i-го КА суммарную поправку ϑi (k),
используемую для уточнения текущего фазового измерения Yi (k)
в соответствии с формулами:
ϑi (k − 1), åñëè dyi (k) ∈Ωi


N
(3.31)
ϑi (k) =
ϑ (k − 1) + dy (k) − 1
dyj (k), åñëè dyi (k) ∉Ωi
∑
i
i

N j =1

(3.32)
Yf=
(
k
)
Y
(
k
)
+
ϑ
(
k
),
i
i
i
где: Yfi (k) – компенсированное фазовое измерение i-го КА. Начальное значение суммарной поправки ϑi (0) =
0 изменяется после появления скачка по формуле (3.31), запоминаясь в переменной ϑi (k),
и смещает значение текущего фазового измерения Yi (k) в соответствии с (3.32).
Затем производят коррекцию ПД наземного и бортового приемников, вычисляя сглаживающую поправку ∆xi (k) i-й ПД [58]:
∆xi (k)= (1 − B) [ Zi (k − 1) + ∆Yi (k) ], (3.33)
где: k – дискретное время, B-весовой коэффициент, Zi (k − 1) – уточненное значение i-й ПД на k–1 шаге, учитывающее кодовое и фазовое измерения, ∆Yi (k) = Yi (k) − Yi (k − 1) – приращение i-ых фазовых
измерений Yi (k).
По кодовым измерениям ПД Xi (k) формируют уточненное значение псевдодальности для наземных и бортовых приемников:
=
Zi (k) BXi (k) + ∆xi (k). (3.34)
По уточненным значениям псевдодальностей наземного приемника на ЛККС вычисляют уточненные дифференциальные поправки (по методике [18]) и транслируют их на борт ЛА в общем пакете
информации совместно с координатами заданной глиссады (по методике [58, 123]).
На борту производят прием уточненных дифференциальных поправок, по которым совместно с упомянутыми уточненными значениями бортовых псевдодальностей проводят вычисление итоговых
псевдодальностей и формируют отклонения уточненных координат
летательного аппарата от заданной глиссады.
Рассмотрим теперь, насколько использование новых предложенных операций позволяет повысить точность и целостность вычисления координат ЛА.
136
Для определения координат ЛА необходимо решать так называемую навигационную задачу. При решении навигационной задачи по методу наименьших квадратов [49], на каждом итерационном
шаге, формируется следующая оценка приращения координат
∆ xyz :

(3.35)
∆
xyz
=∆
S Z, где S – проекционная матрица, ∆Z – N-мерный вектор отклонений
псевдодальностей.
Вектор отклонений псевдодальностей ∆Z при формировании
уточненных значений псевдодальностей может содержать скачки
фазы. Исследования показывают, что коэффициент передачи скачка в координату высоты ЛА может достигать 3.7 [62], т. е. при скачке фазового измерения, например, в 1 м ошибка измерения высоты
составит 3,7 м. Отметим также, что алгоритм контроля целостности
системы посадки [18] не учитывает наличие ошибок, создаваемых
скачками фазовых измерений. Таким образом, при скачке измеряемой координаты (высоты) предупреждение о снижаемой точности
не вырабатывается.
Благодаря предлагаемому методу устраняются скачки в координатах ЛА и повышается их точность.
Структура построения ССП, в которой реализуется заявленный
метод, представлена на рис. 3.18, где вновь введенные блоки выделены более тонкой линией.
На рис. 3.18 следующие обозначения: 22 – группировка N навигационных КА: 23 – наземный приемник; 24 – наземная антенна
спутниковых сигналов; 25 – передатчик линии передачи данных
с антенной; 26 – наземная база данных координат заданной глиссады; 27 – наземный вычислитель фазовых поправок; 28 – наземный
обнаружитель скачков фазовых измерений; 29 – наземный вычислитель компенсированных значений фазовых измерений псевдодальностей; 30 – наземный вычислитель сглаживающих поправок
псевдодальностей; 31 – наземный вычислитель уточненных значений псевдодальностей; 32 – вычислитель уточненных дифференциальных поправок; 33 – бортовой приемник; 34 – бортовая антенна
приемника спутниковых сигналов; 35 – приемник линии передачи
данных с антенной; 36 – бортовой вычислитель фазовых поправок;
37 – бортовой обнаружитель скачков фазовых измерений; 38 – бортовой вычислитель компенсированных значений фазовых измерений псевдодальностей; 39 – бортовой вычислитель сглаживающих
137
22
Сп .1……………..…………..
Сп .N
34
24
33
23
27
28
31
32
25
35
Координаты
ЛККС
26
42
41
36
37
ИНС
38
29
30
40
ЛККС
БОРТ
39
Отклонение
от глиссады
Рис. 3.18. Структурная схема ССП, для реализации
метода компенсации ошибок фазовых измерений
поправок псевдодальностей; 40; бортовой вычислитель уточненных
значений псевдодальностей; 41 – бортовой вычислитель итоговых
псевдодальностей; 42 – вычислитель отклонений уточненных координат от заданной глиссады.
Введение блоков, определяющих и обрабатывающих уточненные дифференциальные поправки и их использование в ССП в совокупности с известными блоками, обрабатывающими сигналы КА,
и блоками линии передачи данных, и введенными блоками, вычисляющими уточненные значения псевдодальностей наземного и бортового приемников, благодаря учету фазовых составляющих измерений псевдодальностей с обнаружением и коррекцией скачков, реализуют предложенный метод повышения точности и целостности
информации в ССП.
Повышение точности определения координат с использованием
описанного выше метода иллюстрирует табл. 3.2. Представленные
результаты получены путем полунатурного моделирования решения навигационной задачи в бортовом приемнике ГНСС для восьми
реализаций, каждая продолжительностью 150 с (стандартное время выполнения захода на посадку).
138
Таблица 3.2
Оценка погрешности определения координат
DВПП, км
1
2
3
4
5
6
7
8
σ0, [м]
σ1, [м]
KТ
0,3
1,2
4,0
0,1
0,6
6,0
0,2
1,2
6,0
0,4
1,1
2,7
0,4
1,4
3,5
0,6
0,9
1,5
0,8
1,3
1,6
0,7
1,5
2,1
Примечание. σ0 – СКО, рассчитанные стандартным способом, σ1 – СКО, рассчитанные с использованием метода компенсации скачков фазовых измерений,
KТ = σ0 / σ1.
Исходные данные при этом содержали фазовые измерения, в которых присутствовали скачки. Формировались два решения: одно
без использования метода коррекции фазовых скачков, второе с использованием этого метода. Для каждой реализации рассчитывалась оценка средней квадратической ошибки (СКО).
Среднее значение коэффициента КТ для всех реализаций, представленных в табл. 3.2, составляет 2.9.
Результаты расчета защитных уровней (горизонтального L и вертикального V, (см. (3.11), (3.12)) для различных удалений ЛА от порога ВПП приведены в табл. 3.3. При этом, расчеты выполнялись
одновременно с расчетом оценок координат, которые формировались сначала без использования рассматриваемого метода компенсации скачков фазовых измерений, а затем с его использованием.
Анализ представленных выше результатов полунатурного моделирования показывает, что применение предложенного метода позволяет увеличить точность измерений в 2,9 раза (см. коэффициент
Таблица 3.3
Величины защитных уровней
DВПП, км
0
1
2
3
4
8
16
L, м
L*, м
KЦ(L)
V, м
V*, м
KЦ(V)
7,2
4,3
1,7
3,6
2,1
1,6
6,4
4,1
1.4
4,6
3,2
1,4
6,9
5,1
1,1
2,9
1,8
1,9
4,3
3,3
1,2
3,8
2,1
1,4
6,7
3,7
1,8
4,1
3,2
1,5
4,1
2,4
1.9
2,8
1,9
1,7
5,5
3,3
1,6
2,5
1,9
1,5
Примечание. *) Значения защитных уровней, рассчитанных с использованием
метода компенсации скачков фазовых измерений. KЦ(L) = L/L*, KЦ(L) = V/V*. Среднее значение KЦ(L) составляет 1.9, среднее значение KЦ (V) составляет 1.9.
139
KТ) и уменьшить расчетную величину защитного горизонтального
уровня в 1,9 раза и величину защитного вертикального уровня в 1,6
раза, что приводит к уменьшению вероятности ложной тревоги на
2–4 порядка (см. п. 3.2 выше) и на столько же уменьшает вероятность нарушения непрерывности выдачи данных.
Далее рассмотрим метод использования псевдоспутников при
построении ССП для повышения точности, целостности и непрерывности информации.
3.3. Метод повышения точности, целостности, непрерывности и готовности сигналов наведения на основе использования сигналов псевдоспутников и структура системы для его реализации
Одним из способов обеспечения высокой точности, целостности и
непрерывности навигационно информации в ГНСС является совместное применение информации, поступающей от КА ГНСС и наземных
псевдоспутников (ПС) [124]. В общем случае понятие «псевдоспутник»
включает в себя источник радионавигационного сигнала со структурой подобной сигналам КА ГНСС, только размещенный на поверхности земли. Основные преимущества использования ПС заключаются
в возможности формирования навигационного сигнала, не содержащего эфемеридных, ионосферных и тропосферных погрешностей, а
также значительное повышение точности определения высоты по сигналам ГНСС при полетах в районе размещения ПС. Радиоканал ПС
также может использоваться и в качестве канала передачи корректирующей информации ЛККС, вместо передатчика VDB ЛККС.
На рис. 3.19 представлена иллюстрация построения ССП при использовании ЛККС с каналом передачи корректирующей информации (КИ) через канал ПС.
Целью рассматриваемого метода построения ССП является повышение точности, целостности и непрерывности навигационной
информации. Основное отличие этого метода от других, также использующих ПС, заключается в том, что для его практической реализации не требуется установка нового бортового оборудования
ГНСС/ЛККС, а возможно использовать уже имеющиеся бортовые
приемники ГНСС. Особенно это важно при модернизации уже эксплуатирующихся ЛА, так как не требует дополнительных расходов
на новые (нестандартные) приемоизмерители ГНСС.
Известные в настоящее время системы [9, 125, 126], использующие технологии ПС, обладают различными недостатками, в том
140
КА
КА
КА
N
2
1
Сигнал ПС+КИ
Сигнал КА
ПС
ЛККС
Рис. 3.19. Использование ПС для построения ССП с каналом
передачи КИ через ПС
числе отличием несущей частоты сигналов ПС от стандартной несущей частоты L1 сигналов ГНСС. Это не позволяет использовать
на ЛА стандартные бортовые приёмники ГНСС, а при использовании частоты L1 возникает проблема согласования мощности сигналов от ПС и КА. Так как мощность сигналов ПС всегда выше мощности сигналов КА, необходимо обеспечить согласование уровней
этих мощностей в пределах одного порядка с целью минимизации
помех, обусловленных интерференцией сигналов ПС и КА.
Кроме того, излучаемые ПС сигналы отличаются большим динамическим диапазоном по мощности [127], что при использовании
для ПС стандартных сигналов КА приводит либо к существенному
сокращению области действия ПС, либо к снижению точности. При
приеме спутниковых сигналов отношение сигнал/шум лежит в пределах 30–50 дБГц. Если в точке принятия пилотом ЛА решения о
посадке, которая в системах посадки I категории соответствует высоте 60 метров, уровень сигнала ПС определяется отношением сигнал/шум 50 дБГц, то максимальная наклонная дальность до ПС,
при которой отношение сигнал/шум уменьшится до 30 дБГц, составит всего 600 м, тогда как дальность действия ССП должна составлять не менее 36 км.
141
Таким образом, для построения ССП с использованием ПС необходимо расширить область надежного приема сигналов ПС, что достигается, например, путем ограничения уровня излучаемой мощности сигналов ПС.
В известных системах с ПС такое ограничение излучаемой мощности производится параметрическим способом, путем формирования специальных диаграмм направленности передающих антенн
ПС. Построение подобных антенн описано, например, в [127, 128].
Однако такой способ ограничения мощности является весьма сложным и трудоемким.
Структурная схема ССП, реализующая предложенный метод,
подробно описана в работе автора [99] и представлена на рис. 3.20.
Схема работает следующим образом.
Модули 1–17 (см. рис. 3.20) выполняют функции, аналогичные
стандартной схеме построения ССП.
Опорные приёмники ЛККС, ПС и бортовой приёмник ГНСС/
ЛККС принимают радионавигационные сигналы КА; вычислитель ПС обрабатывает принятые сигналы и формирует массив
псевдодальностей до КА и вычисляет координаты ПС. Далее эти
данные поступают на вход вычислителя поправок, на который
НИСЗ.1………..НИСЗ.N
4
6
Ввод координат
ОПС
7
14
12.1
...
13
12.n
12
2
3
5
1
9
Координаты
ЛА
8
10
11.1
15.1
16.1
...
16.n
...
22.(n+1)
Бортовая база
данных
17.1
29
23.1
...
23.(n+1)
27.1
...
27.(n+1)
21.1
17.n
...
21.(n+1)
19
20
Рис. 3.20. Структурная схема ССП с использованием ПС
142
18
24
22.1
28
11.n
15.n
25
26
также поступают заданные координаты ПС. Вычислитель производит вычисление поправок в соответствии с требованиями [18] и
формирует КИ.
Цифрами на рис. 3.20 обозначены: 1 – бортовой приемник сигналов
КА; 2 – бортовая приёмная антенна; 3 – ПС; 4 – Наземная приёмная
антенна; 5 – Наземный приёмник сигналов НИСЗ; 6 – Вычислитель
измеряемых параметров; 7 – Вычислитель поправок; 8 –Передатчик
ПС; 9 – Опорный генератор; 10 – Передающая антенна ПС, 11 – 1...11.n
ПС; 12 – Вычислитель оптимальных координат ДПС; 13 – Блок информационных параметров аэропорта; 14 – Распределительный узел; 15
– 1...15.n – Опорные генераторы; 16 – 1...16.n – Передатчики ДПС, 17 –
1...17.n – Передающие антенны ПС; 18 – Ретранслятор; 19 – Бортовой
приемник сигналов псевдоспутников; 20 – Приемная антенна ретранслятор; 21 – 1...21.(n+1) – Понижающие преобразователи частоты; 22
– 1...22 – (n+1) – Повышающие преобразователи частоты; 23 – 1...23.
(n+1) Блоки ограничения мощности; 24 – Бортовой передатчик преобразованных сигналов псевдоспутников; 25 – Передающая антенна ретранслятора; 26 – Синтезатор частоты; 27 – 1...27 – n+1 – Блоки автоматической регулировки мощности; 28 – Вычислитель расстояний от
летательного аппарата до каждого из псевдоспутников; 29 – Функциональный преобразователь расстояния в уровень сигнала.
С выхода вычислителя поправки к псевдодальностям до каждого из N КА через распределитель поправок поступают на вход передатчика ПС и на входы передатчиков дополнительных ПС. Одновременно на запускающий вход передатчика ПС поступают сигналы
с выхода опорного генератора. На запускающие входы всех передатчиков дополнительных ПС поступают также сигналы со всех соответствующих опорных генераторов.
Сигналы от всех ПС принимаются на ЛА антенной ретранслятора, специально введенного бортового приемника сигналов ПС, и поступают на входы понижающих преобразователей частоты, которые
понижают частоту до диапазона, позволяющего эффективно ограничивать мощность сигналов с помощью блоков ограничения мощности. Сигналы ограниченной мощности повышаются по частоте повышающими преобразователями частоты до диапазона частот сигналов
ГНСС. Передача этих сигналов повышенной частоты производиться
с помощью бортового передатчика сигналов ПС через антенну ретранслятора. Таким образом, ретранслятор обеспечивает информационную связь передача-приём ПС с бортовым приемником ГНСС/ЛККС.
Управление понижением и повышением частоты в ретрансляторе сигналов производится с помощью синтезатора частоты.
143
Используемые ПС имеют частоты, смещенные относительно
спутниковых сигналов КА с целью устранения взаимных помех
сигналов ПС и КА. Для работы ПС целесообразно использовать частотный навигационный диапазон 960–1215 МГц, поскольку известные навигационные системы DME, РСБН, работающие в этом
диапазоне, используют импульсные сигналы с большой скважностью, что обеспечивает их хорошую совместимость с непрерывными псевдослучайными сигналами ГНСС [18].
Полезный эффект в ССП, структура которой представлена на
рис. 3.20, достигается благодаря ограничению мощности сигнала,
приходящего от ПС, до уровня мощности спутниковых сигналов.
При изменении дальности до ПС динамический диапазон изменения
мощности сигнала ПС сокращается благодаря действию ограничителя мощности, и тем самым увеличивается дальность надежного приема сигналов ПС без помех спутниковым сигналам. Вследствие этого на борту можно использовать унифицированный приемник ГНСС/
ЛККС, при этом в алгоритм вторичной обработки приемника вообще
не вносятся, или вносятся минимальные изменения.
Рассмотрим возможность реализации предлагаемой схемы.
В настоящее время разработаны специальные микросхемы, работающие на промежуточной частоте до 500 МГц и предназначенные
для ограничения мощности сигналов в передающих и приемных
устройствах цифровых сигналов. В качестве примера рассмотрим
устройство ограничения мощности на микросхеме AD8367 (фирма
Analog Devices), которая представляет собой усилитель с пассивным аттенюатором и измерителем мощности с квадратичным детектором. Подобный принцип построения ограничителя позволяет
снизить нелинейные искажения и влияние температуры на работу
устройства. Микросхема имеет диапазон регулирования 45 дБ и погрешность ограничения менее 1 дБ. Если используемый приемник
имеет динамический диапазон 20 дБ и диапазон ограничения мощности в ретрансляторе составляет 40 дБ, то диапазон изменения
мощности принимаемого сигнала ПС составит 60 дБ. Выбрав запас
10 дБ на компенсацию влияния диаграммы направленности приемной антенны ретранслятора при колебаниях корпуса ЛА, получим допустимое изменение напряженности поля сигнала ПС, равное 50 дБ. При этом можно обеспечить прием сигнала ПС в интервале дальностей 60 м – 19 км. Это расстояние меньше, чем дальность
действия системы посадки метрового диапазона (по азимутальному
каналу – 46 км, по глиссадному – 18,5 км). Для расширения диапазона дальности необходимы дополнительные решения.
144
Для этого перед ограничением мощности производится автоматическая регулировка мощности с помощью блоков автоматической
регулировки мощности, входы которых поступают сигналы с соответствующих выходов понижающих преобразователей частоты, и
только после выполнения автоматической регулировки мощности
поступают на вход стандартного приемника ГНСС/ЛККС.
Автоматическая регулировка мощности производится в функциональной зависимости от расстояния между ЛА и ПС. С этой целью в вычислителе определяются расстояния от ЛА до каждого из
ПС. Упомянутые расстояния преобразовываются функциональным
преобразователем в уровни сигналов, необходимых для использования в качестве управляющих сигналов блоков автоматической регулировки мощности.
В качестве автоматического регулятора мощности можно использовать усилитель с цифровым управлением коэффициентом усиления, например, микросхему AD8369 (фирма «Analog Devices»). Так
как этот усилитель имеет логарифмическую характеристику преобразования, функциональный преобразователь должен вычислять
 1 
зависимость log  2 , где r – расстояние между ЛА и ПС.
r 
При использовании усилителя с цифровым управлением (например, микросхема AD8369 имеет диапазон регулирования 45 дБ)
можно получить те же характеристики, что и с ограничителем мощности, однако имеется опасность перегрузки бортового приемника
ГНСС/ЛККС мощным сигналом из-за разброса коэффициентов усиления передающей антенны ПС и приемной антенны ретранслятора
на борту ЛА. Поэтому наилучшую стабилизацию уровня мощности
сигнала при изменении дальности можно получить путем применения автоматического регулятора мощности, к выходу которого последовательно подключен ограничитель мощности. При этом диапазон контроля мощности принимаемого сигнала превышает 80 дБ,
в то время как диапазону дальностей 0,06–46 км соответствует изменение мощности сигнала 58 дБ. Таким образом, при совместном
использовании автоматического регулятора и ограничителя мощности требуемая дальность 46 км обеспечивается с большим запасом на изменение коэффициента усиления приемной антенны ретранслятора ЛА при маневрировании (порядка 22 дБ).
В качестве преобразователей частоты целесообразно использовать
смеситель AD8343 (фирма «Analog Devices»). При этом, в качестве
приемника достаточно использовать согласующий усилительный ка145
скад с полосовым фильтром (например, с ПАВ-фильтром) на входе, выделяющим частотный диапазон сигналов ПС. В качестве передатчика
достаточно использовать согласующий усилительный каскад с полосовым фильтром на выходе, ограничивающим излучение сигналов вне
полосы ГНСС. Для преобразователей частоты требуются напряжения
гетеродинов, которые формируются в синтезаторе частоты.
Рассмотрим требования к синтезатору частоты, используемому
в ССП с ПС, представленной на рис. 3.20.
Алгоритм преобразования частот описывается следующими соотношениями:
fРЕГ = fПС – f1; fL1 = fРЕГ + f2; fРЕГ < fГР, (3.36)
где fРЕГ – частота, на которой выполняется регулирование и ограничение мощности сигнала ПС, причем значение ее не должно превышать граничного значения fГР, определяемого частотным диапазоном работы блоков ограничения и автоматического регулирования
мощности; fПС – частота сигнала ПС; fL1– частота сигнала КА в диапазоне L1; f1 и f2 – частоты напряжений гетеродинов, которые формируются в синтезаторе частоты для каждого ПС.
Кроме того, значения fПС должны находиться в частотном диапазоне 960–1215 МГц, в котором работают известные навигационные системы DME, РСБН. С целью простоты реализации синтезатора частоты целесообразно также выполнить условие: f2 = m f1, где
m – целое.
При заданном значении fПС выполняется соотношение:
(m–1)·f1 = fL1 – fПС = const.
С ростом m уменьшается f1, что приводит к увеличению
fРЕГ = fПС – f1 и нарушению условия fРЕГ < fГР. По этой причине целесообразно выбрать m = 2.
Методика определения частот напряжений гетеродинов синтезатора частоты при этом выглядит следующим образом:
– задается значение fПС,
– вычисляются f1 = fL1 – fПС и fРЕГ = fПС – f1,
– проверяется условие fРЕГ < fГР.
Пример расчетов (при fL1 = 1600 МГц) приведен в табл. 3.4.
Заметим, что условие fРЕГ < fГР ограничивает значение fПС
сверху. Если fГР = 500 МГц, то из условия fL1 – 2f1 = fРЕГ = 500
МГц при fL1 = 1600 МГц находим f1 = 550 МГц, а из условия fПС –
f1 = fРЕГ = 500 МГц находим fПС = 1050 МГц. Следовательно, ПС могут
работать в первом (нижнем) частотном диапазоне радиомаяка DME
146
Таблица 3.4
Значения рабочих частот псевдоспутников
fПС [МГц]
f1 [МГц]
f2 [МГц]
fРЕГ [МГц]
1100
500
1000
600
1050
550
1100
500
1000
600
1200
400
950
650
1300
300
900
700
1400
200
(960–1025 МГц) и во всем частотном диапазоне дальномерного радиомаяка РСБН (939,61000,5 МГц).
Таким требованиям к синтезатору частоты в ретрансляторе
сигналов псевдоспутников удовлетворяет, например, микросхема
ADF4360–7 (фирма «Analog Devices») с системой фазовой автоподстройки частоты в составе синтезатора и встроенным управляемым
генератором. Подобный принцип построения синтезатора частоты
позволяет снизить уровень комбинационных частот в спектре преобразованных сигналов ПС [129]. В микросхеме имеется основной
выход сигнала с частотой в диапазоне 350–1800 МГц (частота f2) и
дополнительный выход сигнала с половинной частотой в диапазоне
175900 МГц (частота f1).
Трудоемкость и, следовательно, стоимость изготовления предложенной системы на приведенной выше элементной базе много ниже,
чем разработка и изготовление нового приемника ГНСС/ЛККС и ПС.
Математическое моделирование системы посадки ЛА на основе
спутниковых радионавигационных систем ГЛОНАСС/GPS, дополненных одним или несколькими ПС [иванц], в которой могут быть
использованы заявляемые варианты системы посадки, показывают, что точность определения координат и, соответственно, сигналов наведения, возрастает в 1,4 раза. При этом вероятность решения
навигационной задачи при ограниченной видимости созвездия КА
возрастает на 25–50%. Очевидно, что настолько же возрастает непрерывность формирования сигналов наведения.
Выводы
В настоящей главе представлены новые методы и предложены схемы построения устройств для повышения безопасности полетов. Эти
методы основаны на законах распространения радиоволн и обеспе147
чивают повышении точности, целостности и непрерывности навигационной информации, формируемой в наземных системах функциональных дополнений ГНСС (ЛККС), в бортовой аппаратуре ГНСС/
ЛККС, в бортовых устройствах приема сигналов от псевдоспутников.
Описан метод построения и использования диаграмм объемного
распределения ошибок многолучевого распространения радиоволн,
уточняемых на основе статистического накопления информации о
характеристиках получаемых сигналов на ЛККС и известных диаграммах рассеяния, обусловленных конструкционными элементами ЛА, позволяющий повысить точность оценки дифференциальных поправок на ЛККС в 1,5…6,0. При этом одновременно на
несколько порядков снижается вероятность ложной тревоги, повышается непрерывность выдачи данных наведения, и, как следствие,
повышается целостность данных и безопасность полетов.
Описан метод компенсации ошибок определения псевдодальностей в наземной и бортовой подсистемах ГНСС на основе выявления
и устранения скачков фазовых измерений, позволяющий повысить
точность определения координат в 2 и более раз. Важным является
тот факт, что эти ошибки не учитываются стандартными алгоритмами контроля целостности.
Описан метод обеспечения целостности и непрерывности информации на основе использования интегрального отношения сигнал/
шум, позволяющего сохранить заданную точность координатной
информации в сложной помеховой обстановке. Использование этого метода позволяет обнаружить появление помех и тем самым повысить целостность информации.
Описан метод применения псевдоспутников в ССП, позволяющий преодолеть основную проблему широкого внедрения псевдоспутников – большой динамический диапазон изменения уровня
сигнала на входе бортового приемника, и позволяющий сохранить
стандартную структуру комплекса бортового оборудования. При
этом обеспечивается повышение точности определения координат и
вырабатываемых сигналов наведения в два-три раза в зависимости
от используемого навигационного созвездия, целостность навигационной информации возрастает в два раза, а непрерывность навигационной информации может возрасти многократно.
В следующей главе разделе будут рассмотрены методы и устройства
для повышения безопасности полетов ЛА, применение которых целесообразно в системах предупреждения столкновения с землей (СПС).
148
4. МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ НА ОСНОВЕ ТЕХНОЛОГИЙ,
ПРИМЕНЯЕМЫХ В СИСТЕМАХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СТОЛКНОВЕНИЯ С ЗЕМЛЕЙ
В настоящей главе рассмотрены методы, алгоритмы и устройства, применение которых в системах предупреждения столкновений ЛА с землей (СПС) позволяет повысить безопасность полетов,
особенно при полетах на малых высотах в районе аэродрома и при
полетах в условиях сложного рельефа местности. Предлагаемые методы реализуют те наиболее актуальные направления повышения
безопасности полетов, которые были рассмотрены в гл. 2. Подробное
описание большинства рассматриваемых методов приведено в [130–
139].
Предлагаемые методы облегчают пилоту принятие решения о
выполнении тех или иных маневров по уклонению от рельефа, искусственных препятствий, а также, что еще более важно, позволяют исключить попадание ЛА в потенциально опасные ситуации.
Особое внимание уделено методам предоставления информации
на индикаторах для информирования пилота о текущем и прогнозируемом положении ЛА.
Все предлагаемые методы базируются на использовании технологий ГНСС, в том числе на использовании систем функциональных дополнений.
4.1. Метод повышения безопасности полета путем формирования
предупреждения о возможности столкновения с землей на основе трехмерного синтеза сечений подстилающей поверхности и отображения опасных элементов
Рис. 4.1 иллюстрирует принцип работы функции «оценки рельефа местности в направлении полета» в СПС. Смысл этого режима
заключается в том, что в направлении полета ЛА синтезируется защитное пространство, форма и размер которого (глубина, ширина,
протяженность) зависят от текущих параметров полета ЛА (вектора скорости, этапа полета, скорости изменения путевого угла и др.).
В настоящее время известен ряд способов предупреждения столкновения ЛА с землей [140–144], общим недостатком которых является то, что они не представляют пилоту полную информацию о
характере прогнозируемой опасности и, как следствие, требуют дополнительного времени на принятие решения о выборе необходи149
Превышение
ВС над уровнем
моря
Зона учета
препятствий
в гозиэонтальной
плоскости
Опасный
элемент
подстилающей
поверхности
Расстояние
переднего обзора
Подстилающая
поверхность
Превышение
элемента подстилающей
поверхности
Рис. 4.1. Режим СПС ««оценка рельефа местности
в направлении полета»
мых маневров для предотвращения столкновения ЛА с землей или
искусственным препятствием.
Суть предлагаемого нового метода заключается в формировании
и представлении для пилота на бортовом индикаторе ЛА максимально полной информации о характере угрозы путем синтеза трех
проекций базы данных рельефа и искусственных препятствий. Упомянутые проекции синтезируются в пределах соответствующих областей информационного сканирования, формируемых на основе
информации ГНСС о навигационных параметрах состояния ЛА.
Предлагаемый метод позволяет отказаться от синтеза трехмерного представления подстилающей поверхности, использование которого для пилотирования затруднительно из-за неизбежного искажения масштабов, а также требует значительных вычислительных
ресурсов для практической реализации.
Рассмотрим содержание предлагаемого метода. Для облегчения
изложения на рис. 4.2 в трех проекциях идентифицированы основные элементы, о которых идет речь далее. Подробно этот метод
представлен в [131–133].
В предлагаемом методе с помощью ГНСС определяют местоположение ЛА (см.1 рис. 4.2), вычисляют параметры текущего динамического состояния ЛА (путевую скорость Wп, вертикальную скорость Wy, путевой угол ПУ, скорость разворота ωy, и др.), по которым производят экстраполяцию местоположения ЛА на заданный
временной интервал tпрогн. Далее, по текущему путевому углу ПУ
вычисляют прогнозируемую траекторию, рассчитывают связанное
150
Θ
Н1
20
Wп
Н1
W Wу
Θдоп ∆Н1
2
1
3
26
23
Н4
21
L2
2
3
24
1
22 L3
Θдоп
25
L5
WпЧТз
А
В
N
3
∆к
1
ωy
2
∆min+∆
ПУ
∆min
Wп
∆к
Б
Рис. 4.2. Проекции защитного пространства:
А – профильная, Б – плановая, В – фронтальная
с прогнозируемой траекторией защитное пространство (ЗП), изображенное на рис. 4.2 в трех проекциях А, Б, В.
На рис. 4.2 ЗП представляет собой пространственную область,
связанную непосредственно с текущим местоположением ЛА и
определяемую по форме и ориентации в пространстве точностью
определения координат ∆к, параметрами движения (Wп, Wy, ПУ, ωy),
минимально-допустимой высотой Нмд, зависящей от этапа выполняемого полета (крейсерский полет, полет в зоне аэродрома, заход
на посадку) и режимом полета (горизонтальный полет, снижение,
набор высоты). ЗП строится от ЛА в направление полета и предназначено для формирования сигнализации, предупреждающей экипаж об опасном сближении с рельефом, находящимся в области
предполагаемого местоположения ЛА в ближайший заданный временной отрезок полета Тз. По результатам сопоставления границы ЗП (см. 2 на рис. 4.2) с базой данных рельефа (БДР) формируют
предупреждающую сигнализацию об опасности, которую представляет для ЛА впереди расположенный рельеф. Внутри описанного
151
выше ЗП, на основе расчетных данных, строят еще одно подобное
по форме пространство – аварийную сигнальную область, при пересечении граничной поверхности которой (см. 3 на рис. 4.2) формируют аварийную сигнализацию. Поверхность 3 строят из расчета
формирования аварийной сигнализации в ситуациях, когда рельеф
находится на минимально-допустимом удалении от движущегося
в его сторону ЛА. Расчет конфигурации защитных поверхностей 2
и 3 возобновляется с требуемым темпом и, таким образом, ЗП формируется адаптированным к текущему динамическому состоянию
ЛА, к этапу и режиму выполняемого полета.
Одновременно формируют видеоотображение рельефа. Формирование видеоотображения рельефа производят в трех согласованных по масштабам проекциях. Кроме того, все проекции рельефа
отображают на экране в едином масштабе совместно с соответствующими проекциями защитного пространства, формируя совмещенные проекции. Такой прием существенно облегчает экипажу задачу принятия решения в сложившейся ситуации, так как позволяет
оценить степень опасности сближения с рельефом не только после
формирования сигнализации, но и до ее формирования, в процессе профилактического просмотра отображения рельефа. Т.о. оказывается возможным вообще избежать создания опасной ситуации на
борту (формирования сигнализации) путем своевременного маневрирования. Сопоставляя ЗП с рельефом в плановой (см. рис. 4.3),
профильной (см. рис. 4.4) и фронтальной (см. рис. 4.5) проекциях,
экипаж оценивает степень опасности рельефа и, при необходимости, планирует действия по уходу от опасного рельефа.
+660
14
10
2
+330
13
1
3
12
2
4
3
12
–330
1
Рис. 4.3. Плановая проекция
защитного пространства
152
10
–660
Рис. 4.4. Профильная проекция
защитного пространства
+660
15
+330
2
5
12
W
1
W
W
0
–660
Рис. 4.5. Фронтальная проекция
защитного пространства
оранжевый
желтый
зеленый
10
–330
красный
Высота ВС через
время t=tпрог при
полете с текущей
скоростью W
330 м
330 м
330 м
черный
Рис. 4.6. Цвета окрашивания
рельефа при отображении
Формирование плановой проекции рельефа осуществляется с использованием бортовых данных о рельефе, местоположении, скорости движения и путевом угле ЛА. Отображаемый рельеф окрашивается в черный, зеленый, желтый и красный цвета, в зависимости
от его превышения над ЛА (см. рис. 4.6).
Такое разноцветное окрашивание служит средством отображения рельефа на плановой проекции, а также (благодаря закреплению определенных цветов за определенными диапазонами превышения) – средством передачи степени опасности рельефа для ЛА
при формировании любой из трех его проекций.
В отличие от известных методов, в предлагаемом методе при
окрашивании рельефа на всех проекциях учитывается не только
его превышение, но и вертикальная скорость ЛА: в случае одинакового превышения окрашивание рельефа при снижении производится в более тревожные цвета, а при наборе высоты – в менее тревожные цвета, чем при горизонтальном полете. Такое смещение
окраски диапазонов превышений рельефа в зависимости от вертикальной скорости ЛА (экстраполяция видеоотображения) обеспечивается приведением цветов в соответствие не с относительным
превышением текущей высоты ЛА над рельефом, а с превышением
прогнозируемой высоты, на которой ЛА окажется через время полета, равное времени tпрогн. Так на рис. 4.6 одинаковая окраска рельефа соответствует трем различным превышениям (ΔНа, ΔНб и ΔНв) и
вертикальным скоростям полета (Wyа < 0, Wyб = 0 и Wyв > 0) ЛА. Несмотря на различные условия движения ЛА относительно рельефа,
его окрашивание во всех трех ситуациях («а», «б» и «в») производят
одинаково, т. к. для всех трех ситуаций прогнозируемое превыше153
ние ЛА (превышение через время полета, равное tпрогн.) для примера, приведенного на рис. 4.6, оказывается одинаковым. В примере
на рис. 4.6 цвета распределяют в зависимости от превышений элементов рельефа следующим образом: элементы рельефа в диапазоне
превышений от прогнозируемой высоты ЛА и ниже на 330 м окрашиваются в желтый цвет, элементы рельефа, расположенные ниже
прогнозируемой высоты ЛА в диапазоне от 330 м до 660 м, окрашиваются в зеленый цвет, элементы рельефа, расположенные относительно прогнозируемой высоты ЛА ниже, чем на 660 м, окрашиваются в черный цвет, элементы рельефа в диапазоне превышений от
прогнозируемой высоты и выше на 330 м окрашиваются в оранжевый цвет, а расположенные выше прогнозируемой высоты ЛА в диапазоне превышений от 330 м и более – в красный.
Синтезирование профильной (см. 4 на рис. 4.4) и фронтальной
(см. 5 на рис. 4.5) проекций рельефа осуществляется путем выбора максимальных высот элементов рельефа, представленных на
плановой проекции, в пределах соответствующих областей информационного сканирования элементов рельефа (см. 6 на рис. 4.7 и 7
на рис. 4.8). Для профильной проекции сканирование производят
в пределах строк (см. 8 на рис. 4.7), а для фронтальной проекции –
в пределах столбцов (см. 9 на рис. 4.8) соответствующих областей
информационного сканирования.
Конфигурация областей информационного сканирования для
формирования профильной 6 и фронтальной 7 проекций рельефа,
приведенных соответственно на рис. 4.7 и рис. 4.8, выбирается из
расчета обеспечения отображения на профильной и фронтальной
14
8
6
2
19
3
11
7
1
17
Рис. 4.7. Область информационного
сканирования базы данных
рельефа для профильной проекции
154
3
Rmax
2
9
R
18
16
Рис. 4.8. Область информационного
сканирования базы данных рельефа
для фронтальной проекции
проекциях контуров рельефа, расположенного в пределах пространства возможного нахождения ЛА, с учетом параметров его
движения, и масштаба отображения рельефа (см. 10 на рис. 4.3–
4.6). Кроме того, конфигурация области информационного сканирования для формирования профильной проекции рельефа 6 выбирается из условия совпадения по времени момента формирования
предупреждающей или аварийной сигнализации с моментом касания контура синтезируемой профильной проекции рельефа соответственно контуром профильной проекции ЗП 2 или контуром профильной проекции аварийной сигнальной области 3 (см. рис. 4.4).
Такое совпадение по времени обеспечивается совпадением конфигураций плановой проекции ЗП 2 и ближней к ЛА частью области
сканирования 11 (см. рис. 4.7), используемой для синтезирования
профильной проекции рельефа. Совпадение по времени момента
формирования соответствующей сигнализации с моментом касания контура профильной проекции рельефа контуром профильной
проекции ЗП или контуром профильной проекции аварийной сигнальной области позволяет экипажу не только адекватно реагировать на сформированную в момент касания сигнализацию, но и использовать совмещенную профильную проекцию (см. рис. 4.4) для
прогноза возможности возникновения опасной ситуации и принятия решения об упреждающем маневрировании, направленном на
устранение такой возможности.
Формирование согласованных по масштабу видеоотображений
совмещенных профильной, фронтальной и плановой проекций рельефа и ЗП позволяет организовать наглядное предупреждение
экипажа об опасности и помогает экипажу точнее оценить конфигурацию рельефа, представляющего опасность для ЛА, путем отображения контакта профильной проекции ЗП с профильной проекцией рельефа (см. рис. 4.4) и выделения элементов рельефа (см. 12
на рис. 4.4), оказавшихся внутри ЗП, на всех формируемых видеоотображениях совмещенных проекций рельефа (плановой, профильной и фронтальной).
По совмещенным плановой, профильной и фронтальной проекциям рельефа с помощью отображаемых на экране соответствующих масштабных сеток (см. 13 на рис. 4.4, 14 на фиг. 6 рис. 4.7 и
15 на рис. 4.5) экипаж производит оценку расстояния между одноименными проекциями ЗП и опасной зоны рельефа, по совмещенной профильной проекции – принимает решение о необходимости
корректировки траекторного угла Θ (см. рис. 4.2), а по совмещенным фронтальной и плановой проекциям – о необходимости и на155
правлении бокового маневра для ухода от опасного рельефа. Такую
оценку экипаж производит в обязательном порядке при выработке
системой предупреждающей (или аварийной) сигнализации, но может (если позволяет рабочая загрузка) производить в профилактических целях, чтобы своевременно принять упреждающие меры и
избежать формирования сигнализации.
Область информационного сканирования (см.6 на рис. 4.7) для
формирования профильной проекции определяют в виде части
плановой проекции рельефа, ограниченной контуром ЗП (см. 11 на
рис. 4.7) с примыкающей к нему прямоугольной зоной с поперечным размером, равным размеру передней границы ЗП, и с продольным размером, равным расстоянию от передней границы до границы плановой проекции рельефа (см. рис. 4.7).
Для формирования фронтальной проекции (см. 5 на рис. 4.8)
определяют область информационного сканирования с границей
(см. 7 на рис. 4.8) в виде двух дуг окружностей правого и левого разворота с радиусами R и Rmax с расположением центров 16 (для дуги
правого разворота) и 17 (для дуги левого разворота) на линии нижней границы плановой проекции рельефа (см. рис. 4.8). Причем упомянутые дуги окружностей замыкаются прямоугольным участком
границы с поперечным размером, равным поперечному размеру
плановой проекции рельефа с максимальным продольным размером 18, равным разности между расстоянием до неопасного рельефа Lнр и радиусом дуги R выполняемого разворота, и минимальным продольным размером 19, равным разности между расстоянием до неопасного рельефа Lнр и радиусом Rmax, соответствующим
углу крена γ, абсолютная величина которого не превышает 10° (см.
рис. 4.8). При этом центры 16 и 17 расположены на линии нижней
границы плановой проекции рельефа т. о., что боковые границы
плановой проекции ЗП являются касательными к упомянутым дугам окружностей, радиусы которых определяются выражением:
R = Wп2/g tg(γрасч.), (4.1)
где Wп – путевая скорость (горизонтальная проекция общего вектора скорости W), g – ускорение свободного падения, γрасч. – расчетный угол крена, определяемый как:
γ, åñëè ABS ( γ ) > 10°; (4.2)
γ ðàñ÷. =

10°, åñëè ABS ( γ ) < 10° èëè èíôîðìàöèè î êðåíå íåò. 156
При этом под неопасным рельефом понимается рельеф, удаленный от ЛА на безопасное расстояние Lнр, не меньшее Rmax , не меньше WпТз, не большее 2·Rmax и не большее вертикального размера
плановой проекции рельефа.
Как показано на рис. 4.2, поверхность, ограничивающая формируемое ЗП, обращена к рельефу, совмещена в исходной точке
с ЛА, расширяется в направление полета и имеет удаление переднего фронта от ЛА, соответствующее заданному времени полета Тз
с текущей путевой скоростью Wп. Расширение ЗП в направление
полета при отсутствии маневрирования ЛА по курсу производится симметрично: и влево, и вправо на угол ∆min. При наличии ненулевой скорости разворота ωу расширение ЗП в направление полета
производится несимметрично: в сторону выполняемого разворота –
на угол ∆min + ∆, а в противоположную сторону – на угол ∆min. При
этом дополнительный угол расширения зоны защитного пространства ∆ определяется в зависимости от угловой скорости выполняемого в сторону расширения разворота: ∆ = f1(ωу) и ограничен по величине: ∆min + ∆ < ∆max.
Алгоритм формирования граничных поверхностей ЗП подробно
описано в работе автора [132]. Здесь следует только заметить, что
внутри ЗП рассчитывают аварийную сигнальную область, подобную по геометрии ЗП и геометрически определяемую минимально
допустимыми временами полета до опасного рельефа (см. рис. 4.2).
Если элементы рельефа, определяемые бортовой базой данных, при
выполнении полета оказываются расположенными внутри аварийной сигнальной области, формируют аварийную сигнализацию об
опасном расположении рельефа в направление полета.
Структура системы предупреждения столкновения (СПС) ЛА
с землей, реализующая описанный выше способ, представлена на
рис. 4.9 и подробно описана в [133].
На рис. 4.9 приняты следующие обозначения: 1 – навигационная
система; 2 – обнаружитель препятствий; 3 – устройство сигнализации; 4 – видеогенератор; 5 – индикатор; 6 – вычислитель параметров
текущего динамического состояния; 7 – определитель координат;
8 – вычислитель прогнозируемой траектории; 9 – компаратор; 10 –
база аэронавигационной информации (БАИ); 11 – блок управления;
12 – база данных рельефа (БДР); 13 – формирователь плановой проекции рельефа; 14 – формирователь защитного пространства; 15 –
блок экстраполяции видеоотображения; 16 – вычислитель параметров синтезируемых проекций рельефа; 17 – формирователь синтезируемой фронтальной проекции рельефа; 18 – формирователь
157
а
2
6
б
14
1
7
в
г
8
11
9
12
15
3
10
16
м
4
а б м в г
13
5
25
22
23
24
м
19
м
20
м
21
а г
17 в
б
а г
18 в
б
Рис. 4.9. Структура СПС для реализации метода трехмерного синтеза
сечений подстилающей поверхности
синтезируемой профильной проекции рельефа;19 – формирователь
плановой проекции защитного пространства; 20 – формирователь
фронтальной проекции защитного пространства; 21 – формирователь профильной проекции защитного пространства; 22 – формирователь совмещенной плановой проекции рельефа и защитного
пространства; 23 – формирователь совмещенной фронтальной про158
екции рельефа и защитного пространства; 24 – формирователь совмещенной профильной проекции рельефа и защитного пространства;25 – блок выбора видеоотображения совмещенных проекций.
СПС, реализованная в соответствии со структурной схемой, представленной на рис. 4.9 работает следующим образом. Обнаружитель
препятствий, с использованием информации от ГНСС, базы данных
рельефа и базы аэронавигационной информации, вычисляет прогнозируемую траекторию. Затем строится защитное пространство,
а компаратор определяет наличие совпадения пространства элементов базы данных рельефа с ЗП. Синтезируются плановая, профильная и фронтальная проекций рельефа и соответствующих ЗП, которые отображаются на бортовом индикаторе. Более подробно функционирование этой системы описано в [133].
Предлагаемая структура построения СПС позволяет реализовать
следующие новые преимущества, которые отсутствуют в известных
методах предупреждения столкновения ЛА с землей:
– повысить информированность экипажа о конфигурации рельефа, представляющего опасность, путем отображения трех проекций подстилающей поверхности с использованием трех координатных сеток и выделения элементов рельефа внутри защитного
пространства и тем самым упростить задачу по принятию решения
о необходимости маневрирования и выбору характера маневра для
ухода от представляющего опасность рельефа;
– уточнить степень опасности, которую представляет впереди
расположенный рельеф, путем отображения в одном масштабе трех
совмещенных проекций рельефа и ЗП и выделения элементов рельефа, оказавшихся внутри ЗП;
– упростить задачу экипажу по принятию решения о необходимости маневрирования и выбору характера маневра для ухода от
представляющего опасность рельефа путем повышения информированности экипажа о конфигурации рельефа и уточнения степени
опасности, которую он представляет;
– расширить возможности экипажа по предотвращению опасного сближения с рельефом путем обеспечения возможности анализа в трех совмещенных проекциях конфигурации впереди расположенного рельефа как при опасном сближении с рельефом (путем
автоматического переключения дисплея в режим отображения рельефа), так и в любое удобное для экипажа время (путем ручного
переключения дисплея в режим отображения рельефа). Реализация перечисленных преимуществ позволяет повысить безопасность
полета путем предсказания возможности столкновения ЛА с зем159
лей и расширяет возможности экипажа по предотвращению опасного сближения с рельефом путем повышения объема информации о
взаимном расположении ЛА и опасного рельефа (отображения трех
проекций рельефа, использования трех координатных сеток, отображения проекций защитного пространства, выделения элементов
рельефа внутри защитного пространства). При этом повышается эргономичность представления информации экипажу путем отображения совмещенных проекций рельефа и защитного пространства,
использования вертикальной скорости при окрашивании рельефа и
выделения элементов рельефа внутри защитного пространства.
Проведем оценку влияния разработанного метода на безопасность
полета, используя коэффициенты, определенные в п. 1.6. В качестве
исходного уровня будем рассматривать СПС, в которой на индикаторе отображается только горизонтальная проекция и не отображаются границы ЗП. Такими системами в настоящее время оснащено
большинство гражданских ЛА по всему Миру и значительная часть
ЛА в России. Примером этих систем является наиболее распространенная во всем мире система EGPWS фирмы «Honeywell».
Если в момент срабатывания предупреждающей сигнализации
пилот видит перед собой плановую проекцию, то для принятия решения он должен оценить ситуацию, т. е. определить высоту препятствия для определения возможности вертикального маневра, а
в случае невозможности облета сверху – определить направление
бокового маневра или принять решение о развороте на обратный
курс. При решении этой задачи пилот вынужден будет, в том числе, фиксировать взгляд на обстановке вне кабины (закабинном пространстве).
Многочисленные экспериментальные исследования [24] показывают, что время переключения внимания пилота после срабатывания сигнализации варьируется в пределах 0,7...3,5 с. Время вызова
необходимой дополнительной информации на индикатор составляет в среднем 6,5 с. Время фиксации взгляда вне кабины при ручном
управлении составляет 2,7...14,0 с. Время, затрачиваемое на решение пилотом задачи выбора необходимого маневра, с учетом множества факторов и в зависимости конкретной ситуации, может достигать 10...20 с и более, а до начала выполнения маневра может потребоваться еще 3…8 с. При этом, в стрессовой ситуации или при
выполнении других задач, например в условиях воздушного боя,
вероятность принятия ошибочного решения возрастает.
Таким образом, для определения характера безопасного маневра при появлении предупреждающей сигнализации от существу160
ющих на сегодняшний день СПС, пилоту потребуется от 22.9 с
(0.7+6.5+2.7+10+3) до 52 с (3.5+6.5+14+20+8).
Получение полной информации о характере опасности в направлении полета позволит пилоту сэкономить как минимум следующее время: 6,5 с на переключение экранов для получения дополнительной информации; 2,7 с на перенос внимания на закабинное
пространство; 5,0 с на принятие решения. Таким образом, полное
время, затрачено пилотом до начала выполнения маневра составит
8,7 сек (0.7+5+3). Тогда, коэффициент эргатичности KЭ может быть
рассчитан как отношение времени на принятие решения о выполнении конкретного маневра с использованием предложенного метода
ко времени, которое было бы затрачено без его использования. Приведенные выше данных показывают, что эти времена могут быть
оценены соответственно как 8,7 с и 22,9 с, и KЭ = 22,9/8,7 ≈ 2,6.
Для оценки коэффициента снижения вероятности авиационного
происшествия (KА) оценим приращение высоты, которое сможет набрать ЛА за счет сэкономленного времени на принятие пилотом решения о выполнении маневра. Для примера рассмотрим ЛА гражданского назначения, в которых предусмотрено ограничение на
комфортную перегрузку 0,25g ≈ 2,5 м/с2 , а вертикальная составляющая скорости не превышает 20% от продольной для предотвращения попадания ЛА в аварийный режим срыва воздушного потока.
Не нарушая общности подхода, будем считать, что в момент получения предупреждающей сигнализации ЛА находился в режиме
горизонтального полета. Тогда, нетрудно вычислить высоту, которую сможет набрать ЛА над препятствием, сигнализацию о котором получит пилот при попадании последнего в защитное пространство. Для гражданских ЛА сигнализация появиться за 45 с полета
до препятствия (см. рис. 4.2). При использовании рассмотренного
выше метода, набор высоты начнется через 8,7 с, и если продольную
скорость принять равной 100 м/с и она не будет увеличиваться при
маневре, то легко рассчитать, что к моменту подлета к препятствию
ЛА наберет дополнительно 726 м (100·0,2·(45–8,7)) высоты. Аналогичный расчет при учете запаздывания 22,9 с показывает, что то
же ЛА наберет дополнительно всего 442 м (100·0,2·(45–22,9)) и тогда
KА = 726/442 ≈ 1,6.
Таким образом, рассмотренный выше метод позволяет экипажу адекватно оценить степень опасности и принять правильное решение о необходимости и характере маневрирования. Экспертная
оценка показывает, что предложенный способ позволяет экономить
до ≈ 14 с (22,9–8,7) на принятие пилотом решения о выполнении ма161
невра, за счет чего ЛА имеет возможность набрать в 1,6 раза большую высоту при облете препятствия сверху.
Далее рассмотрим метод, который позволяет дополнительно повысить безопасность полетов, особенно для ЛА военного назначения
при маловысотных полетах в условиях сложного рельефа местности, в том числе и при выполнении боевых задач.
4.2. Метод повышения эффективности и безопасности полета путем оценки возможности вертикального маневра и определения направления разворота
Как было показано в предыдущем параграфе, метод формирования трех проекций подстилающей поверхности дает пилоту ЛА
максимально полное представление о характере рельефа местности
в направлении полета. В то же время, в каждый конкретный момент времени, особенно в условиях полетах над сложным рельефом
подстилающей поверхности, задача выбора максимально безопасного маневра требует от пилота дополнительного времени на принятие
решения, что может привести как к авиационному происшествию.
Недостатком известных способов и систем [131, 132, 142, 145,
146], позволяющих решать подобные задачи, является то, что при
возникновении опасной ситуации предупреждение столкновения
производится только путем анализа возможности вертикального
маневра. Отрицательный результат такого анализа (невозможность
предотвращения столкновения путем вертикального маневра) говорит лишь о том, что необходимо выполнить боковой маневр. Однако направление и траектория бокового маневра не определяются и
предоставляются на самостоятельное решение пилотом.
Задачей настоящего метода является не только выполнение
оценки возможности вертикального маневра, но и, при отрицательном результате такой оценки, определение направления разворота
путем анализа как левого, так и правого разворота и выбора наиболее предпочтительного из них в данной ситуации.
Суть предлагаемого метода заключается в комплексном подходе
к выбору наиболее безопасной траектории движения с учетом ограничений, накладываемых характером рельефа местности, тактикотехническими характеристиками ЛА и другой доступной информацией. Для иллюстрации на рис. 4.10 представлена фронтальная
проекция рельефа и выделена зона запрета полетов. В случае невозможности выполнения вертикального маневра, пилот может принять решение об облете препятствия справа. СПС, в базе данных ко162
торой содержится информация
+660
2
о зоне запрета полетов или ин15
формация от метеорологическо+330
12
го радиолокатора для граждан5
1
ских ЛА, может предложить об0
лет слева, как более безопасный
10
–330
в данной конкретной ситуации.
СПС при этом сокращает время
–660
на принятие пилотом решения о
характере необходимого маневра и таким образом повышает
Рис. 4.10. Формирование
безопасность полетов в целом.
направления разворота
Содержание метода поясняется с помощью рис. 4.11, на котором представлены все необходимые для его реализации функциональные элементы, основными из
которых являются: ГНСС, как источником навигационной информации, база данных рельефа, блок вертикального облета, блок направления разворота, бортовой индикатор, модуль летно-технических параметров ЛА. В рассматриваемом методе с помощью навигационной системы осуществляется вычисление параметров текущего
динамического состояния ЛА, оценка его координат с экстраполяцией на заданный временной интервал, вычисление прогнозируемой траектории, сопоставление ее с рельефом местности и предупреждение об опасности путем формирования сигнализации и видеоотображения опасного рельефа. Более подробно взаимодействие
функциональных элементов, необходимых для реализации рассматриваемого метода, описано в [132, 134].
Таким образом, в аналогичных методах, при их реализации
в конкретных устройствах, выдается только сигнал о результатах
анализа вертикального маневра и при отрицательном результате –
сигнал о необходимости бокового маневра. Однако при этом не указывается направление и необходимые параметры бокового маневра.
В предлагаемом методе (см. рис. 4.11) эту функцию выполняет
блок направления разворота 16, включающий анализатор условия
облета 17, на вход которого поступает из блока вертикального облета 4 (с выхода вычислителя законов вертикального маневра 11)
признак опасности выполнения вертикального маневра и текущие
параметры вектора состояния ЛА. В анализаторе 17 на основе параметров состояния ЛА (координаты, скорости, ускорения, углы и
др.) происходит формирование нормализованных данных для передачи в вычислители 18 и 19.
163
3 Блок
заполнения
и обновления
1
2 Модуль
адаптации к
типу самолету
5
Блок
информационных
датчиков
6
Пост
управления
База данных
рельефа
14 Локальная карта
бокового маневра
Блок вертикального облета
10
Вычислитель
законов
предупреждения
столкновения
13 Анализатор
положения
9 Временная
локальная
карта
11 Вычислитель законов
вертикального маневра
12
Формирователь
видеоинформации
15 Ограничитель
локальной
карты
Блок направления разворота
17 Анализатор условий
облета
19 Вычислитель правого
движения
18 Вычислитель левого
движения
20 Компаратор левого
движения
23 Узел
весовой оценки
траектории
левого
движения
22 База
параметров
критериев
25
Анализатор
направления
разворота
21 Компаратор правого
движения
24 Узел
весовой оценки
траектории
правого
движения
8
Блок
отображения
7 Блок предупреждающих сигналов
Дополнительный
информационный вход
Рис. 4.11. Метод определения направления разворота
В упомянутых вычислителях производится формирование с учетом динамических и эргономических ограничений ЛА всех возможных траекторий боковых маневров ЛА, а также согласование этих
данных с данными рельефа в соответствии с локальной картой 14,
поступающими на входы вычислителей 18 и 19. Совокупность сфор164
мированных пакетов данных поступает из вычислителей 18 и 19 на
входы компараторов 20 и 21. В базе параметров критериев 22 содержатся поступающие через дополнительный информационный вход
постоянно обновляемые данные о минимально допустимых высотах полета ЛА, об эргономических (максимально допустимые перегрузки) и динамических характеристиках ЛА, данные от систем
управления воздушным движением (УВД) (наличие встречных или
попутных ЛА, ширина трассы полета, зоны ограничения полета, и
др.), от бортового метеолокатора (наличие опасных метеоявлений
в районе полета ЛА). Данные из базы 22 поступают на входы компараторов 20 и 21, в которых осуществляется сравнение сформированных траекторий боковых маневров ЛА с данными от локальной карты бокового маневра, поступающими через вычислители 18 и 19;
при этом происходит формирование признака оптимальности каждой траектории по критериям минимального отклонения от плана
полета, максимального запаса высоты от ЛА до земной поверхности
и горизонтального удаления ЛА от препятствия при движении по
данной траектории.
Из компараторов 20 и 21 в соответствующие узлы весовой оценки 23 и 24 поступают рассчитанные возможные траектории боковых маневров ЛА с признаками оптимальности, полученные на основе проведенного в компараторах сравнительного анализа.
В узлах весовой оценки производится сравнение параметров оптимальности всех сформированных траекторий с учетом данных,
содержащихся в базе параметров критериев, и выбор из ряда анализируемых траекторий только одной траектории, максимально удовлетворяющей заданным критериям.
Выбранные в узлах 23 и 24 траектории левого и правого движения передаются в анализатор направления разворота 25, в котором
с помощью данных из базы параметров критериев 22 осуществляется окончательный выбор наиболее предпочтительного направления
разворота и соответствующей траектории. Результат выбора поступает из анализатора 25 в блок предупреждающих сигналов 7, который выдает пилоту сигнал на выполнение соответствующих действий для выхода на выбранную траекторию. Кроме того, сигнал
с анализатора 25 поступает в ограничитель локальной карты 15,
который выбирает для дальнейшего отображения участок карты,
соответствующий выбранной траектории. При этом формирование
видеоинформации для блока отображения 8 производится формирователем 12, в котором информация с временной локальной карты
9 замещается по сигналу с дополнительного выхода вычислителя 11
165
информацией с ограничителя локальной карты 15 и далее передается с выхода формирователя 12 на вход блока отображения 8. При
этом сигналы поступающие ранее в блок отображения 8 с выхода
вычислителя 11 блокируются.
Таким образом, благодаря наличию в предлагаемом методе блока алгоритмов определения направления разворота, при невозможности вертикального маневра формируется не просто сигнал (признак) необходимости бокового маневра, как в других известных
СПС, но и определение направления и траектории разворота путем анализа как левого, так и правого разворота и выбора наиболее
предпочтительного из них в данной ситуации.
Проведем оценку влияния предложенного метода на безопасность полета, используя коэффициенты, определенные в п.1.6. В качестве исходного уровня будем рассматривать СПС, в которой не используется метод определение направления разворота при появлении предупреждающей сигнализации.
Если в момент срабатывания предупреждающей сигнализации
пилот видит перед собой плановую проекцию подстилающей поверхности, то для принятия решения он должен оценить ситуацию,
т. е. определить высоту препятствия для определения возможности
вертикального маневра, а в случае невозможности облета сверху –
определить направление бокового маневра или принять решение о
развороте на обратный курс. При решении этой задачи пилот вынужден будет, в том числе, фиксировать взгляд на обстановке вне
кабины.
Как уже отмечалось ранее, экспериментальные исследования
[24] показывают, что время переключения внимания пилота после
срабатывания сигнализации варьируется в пределах 0,7...3,5 с. Время вызова необходимой дополнительной информации на индикатор
составляет, в среднем, 6,5 с. Время фиксации взгляда вне кабины
при ручном управлении составляет 2,7...14,0 с. Время, затрачиваемое на решение в уме задачи выбора необходимого маневра с учетом
множества факторов и в зависимости конкретной ситуации, может
достигать 20...30 с. При этом, в стрессовой ситуации или при выполнении других задач, например в условиях воздушного боя, вероятность принятия ошибочного решения возрастает.
Наличие в предлагаемом методе блока алгоритмов определения
направления разворота, в котором учитывается множество информации о характере подстилающей поверхности, метеоусловия, данных служб УВД, летно-технических характеристиках гражданских ЛА, позволяет экспертно оценить величину сэкономленного
166
времени на принятие решения о характере маневра как минимум
в 20 с. При этом, коэффициент эргономичности Кэ может быть рассчитан как отношение времени на принятие решения о выполнении
маневра облета препятствия с использованием предложенного метода ко времени, которое было бы затрачено без его использования.
Учитывая тот факт, что для принятия такого решения пилоту самостоятельно потребуется как минимум следующее время:
3 с – на переключение внимания;
n*6,5 с – на вызов справочной страницы с дополнительной информацией на экран индикатора, где n – количество вызовов различных страниц;
10 с – на визуальный анализ закабинного пространства;
20 с – на принятие решения.
Таким образом, полагая n = 2 (т. е. пилот проанализирует две информационные страницы на индикаторе при использовании обычной СПС), получаем оценку общего времени до начала выполнения
маневра 46 с. Использование СПС, в которой реализован предложенный способ определения направления разворота потребует от
пилота 3 сек без визуального анализа закабинного пространства
или 13 сек при дополнительном визуальном контроле. При этом минимальное значение коэффициента эргатичности может быть оценено как KЭ = 46/13≈3,5.
Для оценки коэффициента снижения вероятности авиационного
происшествия КА оценим выигрыш в дополнительном расстоянии
до препятствия, который получит пилот ЛА, выполняя маневр разворота, получив указание от СПС, или приняв решение самостоятельно, но на 20 с позже. Примем для определенности, что путевая
скорость ЛА равна V = 200 м/с.
Тогда, при использовании СПС, в которой реализован рассмотренный метод определения направления разворота, получаем
пройденное в направлении препятствия расстояние до момента
принятия решения о маневре 200·13 = 2 600 м, а при самостоятельном выборе пилотом решения получаем расстояние 200·46 = 9 200 м.
Отсюда получаем оценку: KА = 9200/2600≈3,5.
Таким образом, рассмотренный выше метод определения направления разворота позволяет экипажу существенно сократить
время на принятие решения о выполнении соответствующего маневра. Экспертная оценка показывает, что предложенный метод позволяет сэкономить до 20 сек на принятие пилотом решения о выполнении маневра, за счет чего ЛА имеет более чем трехкратный
запас по расстоянию до препятствия, что повышает безопасность
167
полета. Следует также заметить, что проведенные оценки не учитывают возможные ошибочные решения пилота, особенно в стрессовой ситуации.
Далее рассмотрим еще один метод, который позволяет дополнительно повысить безопасность полетов, особенно для при маловысотных полетах в условиях сложного рельефа местности.
4.3. Метод повышения эффективности и безопасности полета путем определения опасного рельефа с учетом возможности разворота на обратный курс и структура системы для его реализации
В рассмотренных выше методах повышения безопасности полетов с использованием СПС предлагались различные варианты, построенные на основе улучшения эргономических характеристик
отображения текущей обстановки на бортовых индикаторах или
формирования рекомендаций пилоту о необходимых маневрах.
Дальнейшим развитием рассматриваемого направления совершенствования СПС, как отмечалось ранее (см. п. 1.5, рис. 1.1) является
предотвращение попадания ЛА в потенциально опасные ситуации.
Суть предлагаемого метода заключается в предварительном расчете потенциальной опасности полета по заданной траектории и иллюстрируется рис. 4.12, на котором изображена плановая проекция
подстилающей поверхности и прогнозируемая траектория полета
ЛА. Если полет по этой траектории не позволяет в любой момент
времени осуществить маневр разворота на обратный курс, то такая
траектория является потенциально опасной. Примером может слу-
Рис. 4.12. Предотвращение попадания ЛА
в потенциально опасную ситуацию
168
жить полет в горных условиях, когда нет возможности набора высоты.
Недостаток всех известных методов [133, 134, 142–144, 147, 148],
в том числе и описанных выше, обусловлен тем, что существуют ситуации, в которых избежать столкновения ЛА с рельефом невозможно. Этот недостаток всегда присутствует в связи с тем, что определение близости опасного рельефа производится строго по курсу
ЛА в диапазоне разброса местоположения ЛА. Однако могут возникнуть ситуации, когда, при обнаружении опасного рельефа по
курсу и невозможности обойти опасный рельеф путем набора высоты, ЛА вынужден будет произвести разворот на обратный курс.
При этом необходимо обеспечить безопасное для разворота в ту или
другую сторону пространство. Как известно [149–151], допустимый
радиус разворота является переменной величиной, зависящей от
динамических параметров ЛА в данный момент.
Если опасный рельеф имеет, например, вид ущелья, то при оценке бокового разворота в любом направлении может выдаваться аварийный сигнал. Следовательно, в случае отрицательной оценки возможности вертикального маневра, боковой разворот также окажется невозможным и авария неизбежна.
Таким образом, упомянутый выше недостаток присущ всем известным способам предупреждения столкновения ЛА с рельефом
местности.
Задачей предлагаемого метода является повышение безопасности полетов путем определения опасного рельефа с учетом возможности разворота ЛА на обратный курс (вправо или влево от прогнозируемой траектории).
В предлагаемом методе границы безопасного коридора определяются путем сканирования пространства линией прогнозируемой
траектории влево и вправо от упомянутой траектории, при этом ширину безопасного коридора определяют выражением:
L = 2×[Rпр.п + Rпр.л + е1 + е2], (4.3)
где L – ширина безопасного коридора; Rпр.п – прогнозируемый минимально допустимый радиус правого разворота; Rпр.л – прогнозируемый минимально допустимый радиус левого разворота; е1 –
максимальная ошибка определения местоположения летательного
аппарата; е2 – минимально безопасное боковое расстояние летательного аппарата от рельефа местности.
Суть предлагаемого метода поясняется с помощью рис. 4.13.
В предлагаемом методе с помощью навигационной системы опреде169
Начало
1
Определение местоположения ЛА
Определение параметров текущего динамического
состояния ЛА
2
Вычисление прогнозируемой траектории
3
Вычисление минимально допустимых радиусов разворота
Вычисление прогнозируемых радиусов разворота на время
определения опасного рельефа
5
Определение границ безопасного пространственного
коридора
6
Сопоставление
безопасного
пространственного
коридора с рельефом
местности
Есть
опасный
рельеф ?
7
9
да
Формирование
текущей выборки
базы данных
рельефа
8
Формирование
уведомления о
наличии
опасности
10
нет
Конец
Рис. 4.13. Последовательность действий
в способе предотвращения столкновения ЛА
170
4
ляют местоположения ЛА, параметры текущего динамического состояния ЛА (путевой скорости – Wп, вертикальной скорости – Wy,
путевого угла – ПУ, скорости разворота – ωу, и др.), по которым производят экстраполяцию местоположения ЛА на заданный временной интервал (Тп) и вычисление прогнозируемой траектории.
Затем производят вычисление минимально допустимых радиусов разворота (как вправо, так и влево от прогнозируемой траектории) на основе параметров динамического состояния, затем – вычисление прогнозируемых (на время определения опасного рельефа)
радиусов разворота на основе вычисленных прогнозируемых динамических параметров ЛА, далее производят определение границы
безопасного пространственного коридора (БПК), внутри которого
должна быть расположена прогнозируемая траектория.
Границы БПК определяются исходя из возможности разворота ЛА на обратный курс в соответствии с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами разворота. Сопоставление БПК
22
с рельефом местности (в предеА
20
лах сформированной выборки
1
из базы данных о рельефе) про18
изводят путем сканирования
15
1
пространства в пределах БПК.
В случае совпадения части рельефа местности с БПК происхо19
дит формирование уведомления
14
о наличии опасности.
БПК изображен на рис. 4.14
11
1
и представляет собой пространБ
ственную область, связанную
12
непосредственно с текущим местоположением ЛА (см. 11 на
рис. 4.14) и определяемую (по
форме и ориентации в простран18
11
стве) прогнозируемой траектори17
ей 12, минимально допустимы21
ми радиусами кругов разворота
вправо 13 и влево 14, и прогнозируемыми (на заданный вреРис. 4.14. Плановая (А) и
менной интервал) минимально
профильная (Б) проекции
допустимыми радиусами крупрогнозируемой траектории и
гов разворота вправо 15 и влево
безопасного пространственного
16. Кроме того, БПК формируеткоридора
171
ся исходя из максимальной ошибки определения местоположения
летательного аппарата е1 и минимально безопасного бокового расстояния летательного аппарата от рельефа местности е2, а также
определяется параметрами движения (Wп, Wy, ПУ, ωу), минимально-допустимой высотой Нмд, дополнительным запасом высоты ΔН,
определяемым из условия минимизации вероятности ложных срабатываний уведомляющей сигнализации. Величина Нмд, как известно [6], зависит от этапа выполняемого полета (крейсерский полет, полет в зоне аэродрома, заход на посадку) и режима полета (горизонтальный полет, снижение, набор высоты). Сумма (Нмд + ΔН)
является расстоянием 17, на которое нижняя часть границы БПК
18 отстоит от прогнозируемой траектории, а сумма величин (е1 + е2)
19 является минимальным расстоянием от границы БПК до кругов
разворота как с минимально допустимыми радиусами, так и с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами.
Пересчет конфигурации границ БПК 18 осуществляется с темпом, необходимым для обновления информации, и, таким образом,
БПК с шириной 20 формируется адаптированным к текущему динамическому состоянию ЛА, к этапу и режиму выполняемого полета. Такой прием существенно облегчает экипажу задачу принятия
решения в сложившейся ситуации, так как позволяет оценить степень опасности сближения с рельефом до возникновения опасной
ситуации и не требует для этого профилактического просмотра отображения рельефа, т. е. снижа20
22
1
ет психологическую нагрузку
1
экипажа. Таким образом, оказывается возможным вообще
1
12
избежать создания опасной ситуации на борту ЛА путем сво19
23
евременного маневрирования,
выполненного на основании
25
сформированной сигнализации
13
14
о потенциально опасном релье24
фе.
Рис.4.15.
Синтезирование
профильной
проекции
рельефа
(21 на
Рис. 4.15. Схема построения
рис. 4.14Б и рис. 4.16) осущестплановой проекции
вляется путем выбора максипрогнозируемой траектории
мальных высот элементов реи безопасного пространственного
коридора
льефа, представленных на плановой проекции, в пределах
172
границ области информационного сканирования элементов рельефа
(22 на рис. 4.14А и рис. 4.15). Для формирования профильной проекции сканирование производят в пределах строк (23 на рис. 4.15)
области информационного сканирования.
Конфигурация области информационного сканирования с границами 22 для формирования профильной проекции рельефа 21,
приведенной соответственно на рис. 4.14Б и рис. 4.16, выбирается
из расчета обеспечения отображения на профильной проекции контура рельефа, расположенного в пределах пространства БПК, продленного в направлении прогнозируемого полета ЛА и в направлении, обратном текущему путевому углу 24 (см. рис. 4.15).
Максимально удаленный от ЛА рельеф, отображаемый на профильной проекции, определяется вертикальным масштабом дальности плановой проекции, что видно из сравнения расположения
масштабных сеток дальности 25 на плановой и профильной проекциях (см. рис. 4.15 и рис. 4.16). Превышение опасного рельефа над
ЛА позволяет оценить масштабная сетка 26 (см. рис. 4.16).
Как показано на рис. 4.15 и рис. 4.16, поверхность, ограничивающая формируемый БПК, обращена к рельефу, расположенному в направлении прогнозируемого полета, совмещена в исходной
точке с ЛА, расширяется (или сужается) в направлении полета и
имеет удаление переднего фронта от ЛА, соответствующее положению максимально удаленного от ЛА круга разворота (на рис. 4.14Б
и рис. 4.16 максимально удален от ЛА левый круг) с прогнозируе12
32
26
30
31
29
33
21
17
25
27
L2
L3
L4
28
Рис. 4.16. Схема построения профильной проекции
прогнозируемой траектории и безопасного
пространственного коридора
173
мой путевой скоростью Wпп. Расширение (сужение) БПК в направлении полета при отсутствии маневрирования ЛА по курсу производится симметрично в соответствии с прогнозируемым увеличением
(уменьшением) текущей путевой скорости Wп. При наличии ненулевой скорости разворота ωу прогнозируется искривление БПК в направлении выполняемого разворота.
Граничную поверхность БПК (18 на рис. 4.14 и рис. 4.15) формируют пятью поверхностями (гранями) (17, 27 – 30 на рис. 4.16). Подробно алгоритм формирования этих поверхностей описан в [130–
132]. Под рельефом с опасным превышением понимается рельеф, от
которого невозможно уйти на минимально допустимой высоте над
ним, выполняя разворот с набором высоты при соблюдении требований по допустимым вертикальной и боковой перегрузке. Первая
грань 17 вертикальна, ее ширина определяется точностью оценивания координат ЛА (2е1), безопасным расстоянием от рельефа (2е2),
текущим значением минимально допустимых радиусов правого
(2Rпр.п.) и левого (2Rпр.л.) разворота, а высота равна Нмд+ΔН, т. е.,
являясь функцией Нмд, соответствует тому этапу и режиму полета, к которым адаптируется БПК. Длины горизонтальных проекций второй 27 и третьей 28 поверхностей (L2 и L3 соответственно)
определяются временем, необходимым для выполнения вертикального маневра ЛА при прогнозируемом уходе от опасного рельефа (с
учетом допустимой вертикальной перегрузки), определяемом прогнозируемым значением путевой скорости Wпп. Наклон второй грани 27 относительно горизонта равен траекторному углу Θ 31, тангенс которого равен отношению текущих значений вертикальной
(Wy) и путевой (Wп) скоростей. Третья поверхность 28 является конической или (при отсутствии прогноза бокового маневрирования)
цилиндрической и длина ее горизонтальной проекции L3 определяется условием допустимой вертикальной перегрузки при прогнозируемом полете ЛА по лежащей в вертикальной плоскости дуге
окружности 32. Четвертая поверхность 29 с длиной горизонтальной
проекции L4 возвышается под допустимым траекторным углом набора высоты, равным Θдоп 33, до достижения контролируемого с помощью БПК расстояния от ЛА, определяемого прогнозируемым
временем полета Тп со скоростью, изменяющейся от текущего значения Wп до прогнозируемого Wпп, а также определяемого положением наиболее удаленного круга разворота с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами (Rпр.п. и Rпр.л.), величинами е1
и е2 и ограничиваемого вертикальной пятой поверхностью 30. Если
при выполнении полета элементы рельефа, определяемые сформи174
рованной выборкой из БДР, по результатам выполняемых расчетов
оказываются расположенными внутри БПК (см. рис. 4.13), формируется уведомляющая сигнализация.
Расчет минимально допустимых радиусов разворота ЛА, необходимых для формирования БПК, производится в соответствии
с уравнениями движения, сложность которых может существенно
отличаться, в зависимости от этапа полета ЛА. В общем случае (без
учета орбитального движения Земли вокруг Солнца, суточного движения Земли и выгорания топлива) минимально допустимые радиусы определяются численным методом путем решения системы
уравнений движения ЛА, приведенных ниже [149].
Уравнение сил в траекторной системе координат для самолетов
имеют вид:
 d

 dt ( mVêx ) 


d
 mV
mV ê =
Q

=
êx
dt
 −Ψ
 cos QmV 
êx




= AT←Ç ⋅ AÇ←CB ⋅ P
+ AT←Ç ⋅ AÇ←CK ⋅ R A
(
)
( )CB
( )CK +
+ AT←Ç ⋅ ( G ) + AT←Ç ⋅ AÇ←CB ⋅ ( Fø ) ,
Ç
CB
(4.4)
где m – масса ЛА; t – время; V ê – вектор скорости ЛА в системе координат связанной с землей; Vêx – проекция земной скорости на
ось Х траекторной системы координат; Q – угол наклона траектории; Ψ – путевой угол; символ T обозначает представление i-го
i
вектора тяги ЛА P , аэродинамической силы R A , силы тяжести
G , результирующей силы реакции шасси Fø ) в iой системе координат; индексы «i» обозначают: СВ – связанная СК, Т – траекторная СК, З – земная СК, СК – скоростная СК); символ AÇ←CB обозначает переходную матрицу коэффициентов из одной СК в другую
(в данном случае из связанной в земную).
Уравнение момента количества движения относительно центра
масс самолета:
( )
( )
( )
( )
( )
d
MP
+ ACB←CK M
( IA ω) =
CB
dt
(
)
( )CK +
+ ACB←Ç ( rG × G ) + ( rø × Fø ) ,
CB
Ç
(4.5)
175
 Ix
− Ixy

где I A =
Iy
 − Ixy
 −I
 xz − Iyz
− Ixz 

− Iyz  – тензор инерции (симметричная маIz 
трица из моментов инерции ЛА относительно осей связанной системы координат, в которой для самолетов, имеющих вертикальную
плоскость симметрии, ( I=
{ x ; ωy ; ωx } – вектор углоxz I=
yz 0); ω =ω
вой скорости вращения самолета, а матрица ACB←Ç получается из
AÇ←CB транспонированием; M P – момент тяги ЛА; M – аэродинамический момент; rø – плечо результирующей силы реакции шасси; rG – плечо силы тяжести.
Уравнения кинематических связей линейных скоростей:
 x g 
 
 y g =

 zg 
 
 L 
 Vê 
 
 
ê AÇ←T ⋅  0 =
 H=
 AÇ←T ⋅ V=

0 
 z 
g
 
 
 Vê cos Q cos Ψ 


Vê sin Q

, (4.6)
 −V cos Q sin Ψ 
 ê
 где xg, yg, zg – координаты ЛА в земной СК; L и H – дальность и
высота полета.
Уравнения кинематических связей угловых скоростей:
 ωx1 


 ωy1  =


 ωz1 
 ϑ 
 
 γ  =
 ψ 
 
 sin ϑ
γ + ψ




 cos ϑ cos γ + ϑ sin γ  или ψ

 cos ϑ sin γ 
 ϑ cos γ − ψ


ωy sin γ + ωz cos γ


 ωx − tgϑ(ωy cos γ − ωz sin γ) ,
 secϑ(ω cos γ − ω sin γ) 
y
z


(4.7)
где ωx1, ωy1, ωz1 – проекции угловой скорости вращения ЛА на оси
связанной системы координат; g – угол крена; y – угол рысканья; ϑ
угол тангажа.
Общие допущения (симметричность тяги двигателя, неподвижность атмосферы) и различные допущения, которые возможны в траекторных задачах на большинстве участков выполняемого полета (координированный полет в вертикальной плоскости, горизонтальный полет по прямой, горизонтальный установившийся
полет, прямолинейный набор высоты или снижение, набор высоты
или снижение с постоянной скоростью, предпосадочное снижение
176
по глиссаде, горизонтальный полет со скольжением без крена, горизонтальный полет с креном без скольжения) позволяют свести систему (4.4)–(4.7)) в каждом из перечисленных случаев к существенно более простому виду [150].
Использование упрощенных уравнений для определения минимально допустимых радиусов разворота и расчета прогнозируемой
траектории позволяет при необходимости снизить вычислительные
затраты и повысить быстродействие производимых вычислений.
Так уравнения установившегося криволинейного полета в связанной системе координат, если считать угловые скорости малыми и пренебречь их произведениями, можно записать (пренебрегая
кривизной земной поверхности) в виде:
ω
ω
mxβ β + mxdí dí + mxdý dÝ + mx x ωx1 + mx y ωy1 =0,
ω
ω
myββ + mydí dí + my x ωx1 + my y ωy1 =0,
(4.8)
(4.9)
czββ + czdí dí + cy sin γ cos γ cos ϑ =
= −
2m
4m
(αωx1 + ωy1 ) = −
(αωx1 + ωy1 ),
rSV
rSl
mzα α + mzdB dB + mzωz ωz1 =0,
(4.10)
(4.11)
где b – угол скольжения; dн – угол отклонения руля направления;
dэ – угол отклонения элеронов; ωx1 , ωy1, ωz1 – безразмерные проекции угловой скорости ЛА на оси связанной СК; mxβ – частная
производная коэффициента аэродинамического момента крена,
обусловленная аэродинамическим параметром (в данном случае
скольжением); myβ – частная производная коэффициента аэродинамического момента рысканья, обусловленная аэродинамическим
параметром (в данном случае скольжением); czβ – частная производная коэффициента аэродинамической боковой силы, обусловленной аэродинамическим параметром (в данном случае скольжением);
cy – коэффициент аэродинамической нормальной силы; r – плотность воздуха; S – площадь эквивалентного крыла; V – скорость набегающего потока; α – угол атаки; l размах крыла.
Для небольших углов тангажа выражения (4.7) приобретают
вид:
177


. 
= −ψ cos ϑ sin γ ≈ −ψ sin γ 

ωx1 = ψ sin ϑ ≈ ψϑ
ωy1 = ψ cos ϑ cos γ ≈ ψ cos γ
ωz1
(4.12)
При выполнении в горизонтальной плоскости правильного виража (когда угол скольжения равен нулю) выражения (4.12) примут
вид:
rSl ϑ

(czdí dí + cy sin γ cos γ) 
4m cos γ

rSl dí

ωy1 =−
(cz dí + cy sin γ cos γ)
,
4m

rSba dí

=
ωz1
(cz dí + cy sin γ cos γ)tgγ 
m
2

ωx1 =−
(4.13)
где ba – средняя аэродинамическая хорда крыла.
Выражения (4.13) определяют составляющие угловой скорости
по осям связанной с ЛА системы координат; при помощи этих выражений можно найти полную угловую скорость ЛА при правильном
вираже. Переходя от безразмерных угловых скоростей к размерным, возводя составляющие в квадрат и складывая эти квадраты,
получим квадрат полной угловой скорости и затем – полную угловую скорость. Таким образом, найдем:
ω= −
g
⋅
V
mydí
mydí
rSl  ϑ
ω 
myωx + my y  czdí
−

4m  cos γ

tgγ,
(4.14)
где g – ускорение свободного падения.
Полагая силы, действующие на ЛА, не зависящими от положеd
ния рулей ( cz í = 0 ), получаем еще более простое выражение:
g
ω = − tgγ. (4.15)
V
Учитывая, что V/R = ω, получаем, с учетом перечисленных допущений, простейшее выражение для расчета радиуса правильного
виража R, выполняемого в горизонтальной плоскости:
R=
178
V2
.
gtgγ
(4.16)
В общем случае радиусы кривизны траекторий правого и левого
разворотов различаются. Например, при учете несимметричности
ЛА имеющей место при отказе одного из двигателей. При выполнении разворота в условиях ветра с постоянным креном траектория
правого разворота и левого разворота не являются окружностями,
что еще более усложняет расчет границ БПК.
Если в рассмотренном случае в выражении (4.16) использовать
максимально допустимый (из соображений допустимой боковой перегрузки) крен γдоп., то с использованием текущего значения скорости V можно рассчитать текущий минимально допустимый радиус
разворота, а с использованием прогнозируемого значения скорости – прогнозируемый минимально допустимый радиус разворота.
Рассмотренный выше метод и его варианты позволяют экипажу
адекватно оценить степень опасности рельефа и принять правильное решение о необходимости и характере маневрирования до возникновения опасной ситуации.
Одним из вариантов устройства, реализующего заявленный метод, является устройство, блок-схема которого представлена на
рис. 4.17. Работа представленого на рис. 4.17 устройства подробно
описана в [130, 131]. Для анализа экипажем текущих динамических возможностей ЛА по выполнению маневрирования полезно
отображать на индикаторе участок пройденной траектории, ограниченный выбранным масштабом экрана, для чего дополнительно
в состав устройства вводится блок памяти координат пройденной
траектории (см. рис. 4.17).
На рис. 4.17 приняты следующие обозначения: 1 – навигационная система, 2 – обнаружитель препятствий, 3 – устройство сигнализации, 4 – видеогенератор, 5 – индикатор, 6 – вычислитель параметров текущего динамического состояния, 7 – определитель
координат, 8 – вычислитель прогнозируемой траектории, 9 – компаратор, 10 – база аэронавигационной информации, 11 – блок управлени, 12 – база данных рельефа, 13 – вычислитель минимально допустимых радиусов разворота, 14 – вычислитель прогнозируемых
минимально допустимых радиусов разворота, 15 – формирователь
безопасного пространственного коридора, 16 – сканирующий узел
компаратора, 17 – узел памяти пройденной траектории.
Таким образом, рассмотренный выше метод позволяет экипажу
ЛА адекватно оценить степень опасности рельефа и принять правильное решение о необходимости и характере маневрирования.
Предлагаемый метод позволяет реализовать новые преимущества СПС:
179
2
6
1
7
8
11
12
13
14
15
9
3
16
10
4
17
5
Рис. 4.17. Блок-схема устройства для реализации способа
предотвращения столкновения ЛА с подстилающей поверхностью
– уведомить об опасном сближении с рельефом, за время, достаточное для выбора маневра ухода, включая разворот на обратный
курс, без превышения допустимых перегрузок;
– повысить информированность экипажа о рельефе, представляющем опасность, путем формирования уведомляющей информации
об опасном рельефе в зоне предполагаемого маневрирования и тем
самым упростить задачу по принятию решения о необходимости
маневрирования и выбору характера маневра для ухода от потенциально опасного рельефа;
– упростить экипажу задачу оценки степени опасности, которую
представляет впереди расположенный рельеф, и выбора необходимого маневра путем отображения в одном масштабе проекций рельефа, пройденной и прогнозируемой траектории;
– снизить загрузку экипажа по предотвращению опасного сближения с рельефом путем своевременного уведомления об опасности
рельефа, расположенного в зоне предполагаемого маневрирования.
Реализация перечисленных преимуществ позволяет снизить вероятность столкновения ЛА с рельефом местности и расширить воз180
можности экипажа по предотвращению опасного сближения с рельефом путем повышения объема информации об опасности взаимного расположения ЛА и рельефа, а также повысить эргономичность
представления информации экипажу путем отображения совмещенных проекций рельефа, пройденной и прогнозируемой траекторий.
Проведем экспертную оценку повышения безопасности полета
при использовании рассмотренного выше метода определения опасного рельефа с учетом возможности разворота на обратный курс.
Предположим, что в направлении полета ЛА находится область,
представляющая собой горный каньон. Пилоту необходимо принять решение о продолжении полета по выбранной траектории. Сделать это можно путем анализа характера подстилающей поверхности в направлении полета, для чего потребуется вызвать на экран
индикатора и проанализировать доступные информационные экраны с соответствующими проекциями подстилающей поверхности,
а при наличии визуальной видимости проанализировать еще и закабинное пространство. Область анализа представляет собой тот
безопасный коридор, который необходим для продолжения полета
с учетом возможности разворота на обратный курс.
Результаты экспериментальных исследований [24] показывают, что время вызова необходимой дополнительной информации на
индикатор составляет в среднем 6,5 сек, а время, затрачиваемое на
решение задачи выбора необходимого маневра с учетом множества
факторов и в зависимости конкретной ситуации, может достигать
20...30 с. При этом следует учитывать, что в стрессовой (аварийной)
ситуации, вероятность принятия ошибочного решения достаточно
велика.
Непрерывное автоматическое сопоставление безопасного пространственного коридора с рельефом местности в устройстве, входящем в состав СПС, на основе алгоритмов, предложенных в рассматриваемом методе, позволяет получить практически мгновенное
уведомление о наличии опасности в направлении полета и принять
необходимые меры по предотвращению попадания ЛА в аварийную
ситуацию.
Оценим коэффициент эргатичности KЭ как отношение времени
на принятие решения о продолжении полета по текущей траектории при использовании предложенного метода определения опасного рельефа и без его использования. Учитывая тот факт, что для
принятия такого решения пилоту путем самостоятельного анализа потребуется как минимум: 3,5 с на переключение внимания,
3·6,5 = 19,5 с – на вызов справочных страницы на экран индикатора
181
с дополнительной информацией на экран индикатора, 2,7…14 с на
анализ закабинного пространства и не менее 10 с на принятие решения, то общее время составит 35,7 с (3,5+19,5+2,7+10).
Использование предложенного метода позволяет автоматически получить уведомления о наличии опасности с отображением
ее характера и возможным способом выхода из аварийной ситуации. Оценить затрачиваемое пилотом время на принятие решения
о характере маневра в этом случае можно следующим образом: 3,5
с на переключение внимания, 2,7…14 с (для определенности примем среднее значение 8,3 с) на визуальный анализ закабинного пространства, до 10 сек на принятие решения о виде маневра. Итого:
21,8 с (3.5+8.3+10).
СПС, в которой реализован предложенный метод определения
опасного рельефа, характеризуется коэффициентом эргатичности
KЭ = 35,7/21,8≈1,6.
Для оценки коэффициента снижения вероятности авиационного
происшествия KА оценим выигрыш в дополнительном расстоянии
до препятствия, который получит пилот ЛА, принимая решение о
выполнении маневра ухода получив уведомление от СПС или приняв решение самостоятельно, но на 13,9 с (35,7–21,8) позже. Будем
считать, что путевая скорость ЛА V = 200 м/с.
Таким образом, при наличии на борту ЛА СПС, в которой реализован рассмотренный выше метод, получаем пройденное в направлении препятствия расстояние до момента принятия решения о маневре 200·21,8 = 4 360 м, а при отсутствии уведомления получаем
пройденное расстояние 200·35,7 = 7 140 м. Отсюда получаем оценку:
KА = 7140/4360≈1,6.
Рассмотренный выше метод формирования уведомления о наличии опасности путем сопоставления безопасного пространственного
коридора с рельефом местности позволяет экипажу существенно сократить время на принятие решения о выполнении маневров, обеспечивающих безопасное продолжение полета. Экспертная оценка
показывает, что предложенный метод позволяет экономить до 14
с на принятие пилотом решения о выполнении маневра, за счет чего
появляется дополнительный запас по расстоянию до препятствия
в сравнении с вариантом неиспользования предложенного метода.
Очевидно, что безопасность полета при этом повышается. Следует
также заметить, что проведенные оценки не учитывают возможные
ошибочные решения пилота, особенно в стрессовой ситуации. Предложенный метод также снижает вероятность ошибочных решений
пилота, которые могут привести к катастрофе.
182
Далее рассмотрим еще один метод, который базируется на использовании описанных выше алгоритмов, но позволяет дополнительно повысить безопасность при маловысотных полетах ЛА в условиях сложного рельефа местности.
4.4. Метод повышения эффективности и безопасности полета путем анализа пространства внутри безопасного для полета коридора
Настоящий метод основан на определении безопасных траекторий движения ЛА над местностью со сложным рельефом и может
использоваться для ЛА различных типов, в том числе для ЛА обладающих способностью, как и вертолеты, к вертикальному взлету
и зависанию – автожиров, гирокоптеров и др. Подробное описание
этого метода приведено в [131, 132, 136].
Для всех известных способов повышения безопасности полетов
[133, 134, 140, 141, 152, 153] характерна недостаточная вероятность
предотвращения столкновений ЛА с рельефом, так как они не предусматривают ситуации, когда, при обнаружении опасного рельефа
по курсу и невозможности обойти его путем набора высоты, ЛА вынужден будет произвести разворот на обратный курс, что может
оказаться невозможным при полетах на малой высоте в районах
с горным рельефом, при выполнении захода на посадку или взлете
с горного аэродрома, полете в каньонах и т. п. Возможность для вертолетов уменьшить величину путевой скорости вплоть до нуля (до
зависания) приведет к увеличению времени выполнения полетного
задания, что порой неприемлемо.
Использование способа [135] ограничивается тем, что в условиях, когда получено уведомление о пересечении безопасного коридора (БК) с рельефом местности, пилот должен самостоятельно оценить степень опасности и определить необходимость и характер
маневрирования для выхода из опасной ситуации. Это приводит
к значительному увеличению психофизической нагрузки пилота и
может привести к принятию ошибочного решения.
Задачей рассматриваемого метода является повышение безопасности полетов путем анализа пространства внутри безопасного для
полета коридора и, в случае необходимости, за его пределами и выдача пилоту рекомендаций о возможных действиях по выходу из
опасной ситуации. Рельеф местности, пересекающийся с БК, определим как потенциально опасный рельеф.
183
Начало
1. Определение местоположения ЛА
2. Определение параметров теку щего динамического состояния ЛА
3. Вычисление прогнозируемой траектории
4. Вычисление минимально допустимых радиусов разворота
5. Прогнозирование минимально допустимых радиусов разворота
6. Определение границ безопасного коридора
7. Сопоставление
безопасного коридора
с рельефом местности
нет
9. Есть
потенциально
опасный
рельеф?
8. Формирование текущей
выборки базы данных рельефа
10. Предупреждение о наличии
потенциально опасного
рельефа
да
12. Прогнозирование
аварийной сигнальной
области на длину
да
11. Формирование защитного
пространства с аварийной
сигнальной областью
13. Пересечение
рельефа безопасным
коридором по обе
стороны от прогнозируемой траектории
да
нет
14. Пересечение
рельефа прогнозируемой
аварийной сигнальной
областью
нет
15. Исследование пространства путем вариаций параметров
безопасного коридора и прогнозируемой траектории
16. Определение безопасных вариантов изменения параметров
полета и соответствующих им маневров ЛА
17. Отображение маневров ЛА, соответствующих безопасным
вариантам изменения параметров полета
Конец
Рис. 4.18. Последовательности действий для реализации
метода определения безопасных траекторий
184
а)
б)
600 м
L
300
Dбк=W(t1+t2+t3)
Wt1
Dао=Wt4
W(t2+t3)
Hмд
∆H
300
600
Рис. 4.19. Плановая (а) и профильная (б) проекции безопасного коридора
Суть заявляемого метода предупреждения столкновения ЛА
с рельефом местности состоит в том, что вокруг прогнозируемой
траектории движения ЛА формируют БК, определяют потенциально опасный рельеф, а затем формируют и отображают в удобной для
пилота форме рекомендации по наиболее эффективному продолжению полета в сложившихся условиях.
Последовательность действий для реализации заявляемого метода приведена на рис. 4.18. Плановые проекции БК, прогнозируемой траектории, защитного пространства и аварийной сигнальной
области приведены на рис. 4.19, а, а соответствующие профильные
на рис. 4.19, б.
Рассмотрим, как реализуется предложенный метод повышения
безопасности полета. Для этого вернемся к рис. 4.18, из которого
следует, что с помощью навигационной системы (ГНСС) на борту
ЛА производится определение местоположения ЛА и определение
параметров текущего динамического состояния ЛА (путевой скорости – Wп, вертикальной скорости – Wy, путевого угла – ПУ, скорости
разворота – ωу, и др.), по которым производят экстраполяцию местоположения ЛА на заданный временной интервал (Тп) и вычисление
прогнозируемой траектории (см. блок алгоритмов 3).
Далее в блоке 4 (см. рис. 4.18) производят вычисление минимально допустимых радиусов разворота (как вправо, так и влево от прогнозируемой траектории) на основе параметров динамического состояния, а в блоке 5 вычисление прогнозируемых (на время определения опасного рельефа) радиусов разворота на основе вычисленных
прогнозируемых динамических параметров ЛА.
185
После этого в блоке 6 определяют границы БК, внутри которого должна быть расположена прогнозируемая траектория. Границы
БК определяются с учетом возможности разворота ЛА на обратный
курс и в соответствии с прогнозируемыми минимально допустимыми радиусами разворота. При этом сопоставление БК с рельефом
местности осуществляется в блоке 7 (в пределах предварительно
сформированной выборки из базы данных о рельефе, получаемой из
блока 8) производят путем сканирования пространства в пределах
БК. В случае пересечения части рельефа местности с БК производят формирование уведомления о наличии потенциально опасного
рельефа (см. блок 10 на рис. 4.18). При обнаружении потенциальноопасного рельефа, в блоке 11 производится формирование защитного пространства с аварийной сигнальной областью, а в блоке 12
прогнозирование аварийной сигнальной области на длину БК. Затем, как в случае пересечения БК рельефа местности по обе стороны
от прогнозируемой траектории, так и в случае пересечения рельефа местности по одну сторону от прогнозируемой траектории и одновременно прогнозируемой аварийной сигнальной областью производится исследование пространства путем вариации параметров
безопасного коридора и прогнозируемой траектории (см. блок 15).
На основе этого исследования пространства определяют безопасные варианты изменения параметров полета и соответствующие им
маневры ЛА. Маневры ЛА, соответствующие безопасным вариантам изменения параметров полета, отображают в удобной для пилота форме с использованием соответствующих алгоритмов в блоке 16.
БК на рис. 4.19 представлен соответственно в виде плановой (а) и
профильной (б) проекций пространственной области, связанной непосредственно с текущим местоположением ЛА и определяемой (по
форме и ориентации в пространстве) прогнозируемой траекторией.
Зависимость параметров БК от параметров движения ЛА (текущих и прогнозируемых минимально допустимых радиусов разворота, максимальной ошибки определения местоположения ЛА, минимально безопасного бокового расстояния ЛА от рельефа местности,
путевой скорости, вертикальной скорости, путевого угла, угловой
скорости разворота, минимально допустимой высоты полета Нмд и
дополнительного запаса высоты ΔН) была подробно описана в предыдущем параграфе настоящей работы.
Длина части БК, расположенной в направлении полета (Dбк на
рис. 4.19, б) определяется как произведение путевой скорости ЛА
на время полета до переднего фронта БК. Упомянутое время полета
представляет собой сумму трех характерных временных отрезков:
186
Dбк = Wп·(t1 + t2 + t3), (4.17)
где W – путевая скорость ЛА, t1 – максимально возможное время
полета до препятствия, способного вызвать предупреждающую сигнализацию (длина зоны формирования предупреждающей сигнализации), t2 – время, необходимое пилоту для принятия решения о
необходимости и характере дополнительного маневрирования с целью исключения пересечения аварийной сигнальной области с рельефом местности, t3 – время, необходимое для изменения текущих
значений параметров полета на значения, соответствующие выполнению маневра, выбранного для обхода опасного рельефа.
Длина аварийной сигнальной области (Dа.о на на рис. 4.19) определяется в соответствии с выражением:
Dа.о = Wп·t4, (4.18)
где t4 – максимально возможное время полета до препятствия, способного вызвать аварийную сигнализацию (длина аварийной сигнальной области).
Пересчет конфигурации границ БК осуществляется с темпом,
необходимым для обновления информации, и, таким образом, БК
с шириной L (см. рис. 4.19 (а)) формируется адаптированным к текущему динамическому состоянию ЛА, к этапу и режиму выполняемого полета.
При обнаружении потенциально опасного рельефа формируется
соответствующее уведомление об этом и в упомянутых выше случаях, требующих исследования пространства и определения безопасных траекторий и необходимых для их реализации маневров
ЛА, производится отображение упомянутых маневров, например
в виде, представленном на рис. 4.20.
Пример отображения рекомендуемых маневров, показанный на
рис. 4.20, а, предполагает отображение информации для пилота самолета таким образом, что каждый элемент соответствует одному
из возможных вариантов маневрирования по уходу от потенциально опасного рельефа. На элементах левого столбца панели отображают маневры с выполнением левого разворота (обозначается на
элементе панели дугой со стрелкой, указывающей направление разворота против часовой стрелки), на элементах центрального столбца панели отображают маневры с прямолинейным движением, а на
элементах правого столбца панели отображают маневры с выполнением правого разворота (обозначается на элементе панели дугой со
стрелкой, указывающей направление разворота по часовой стрелке). При этом на первом и третьем элементах первой строки матрич187
ной панели отображаются маневры, выполняемые без торможения,
а на втором элементе – с торможением (обозначается «Т»). На элементах второй строки отображаются маневры, выполняемые с набором высоты (обозначается стрелкой, направленной вверх) и торможением, а на элементах третьей строки отображаются маневры
с набором высоты и увеличением мощности двигателя (обозначается «Р»).
Пилот имеет возможность выбрать маневр, наиболее подходящий для выполнения решаемой задачи полета, с учетом текущих
условий ее решения. Такой прием существенно облегчает пилоту задачу принятия решения в сложившейся ситуации, так как позволяет оценить степень опасности сближения с рельефом до возникновения опасной ситуации, не требует для этого профилактического
просмотра отображения рельефа, упрощает поиск безопасного маневра ухода от потенциально опасного рельефа и снижает психологическую нагрузку экипажа. При этом оказывается возможным избежать создания опасной ситуации на борту путем своевременного
маневрирования, выполненного на основании сформированной сигнализации о потенциально опасном рельефе и с использованием индикации возможных безопасных маневров по обходу потенциально
опасного рельефа.
Пример отображения рекомендуемых маневров, показанный
на рис. 4.20, б, предполагает отображение информации для пилота
вертолета. В отличие от панели, показанной на рис. 4.20, а, панель,
показанная на рис. 4.20, б, имеем дополнительную строку для отображения рекомендуемых маневров, заканчивающихся зависанием ЛА (обозначается «З»).
б)
а)
188
Рис. 4.20. Отображение рекомендуемых маневров:
А – для самолетов, б – для вертолетов
Анализ степени опасности рельефа в прогнозируемом полете осуществляется с момента получения уведомляющей сигнализации,
вызванной контактом БК с рельефом местности по данным БДР.
Параметры БК определяются текущими и прогнозируемые на фиксированное время полета параметрами движения ЛА. Если в контакт с рельефом вступает боковая (левая или правая, или обе сразу) часть БК и анализ взаимного перемещения рельефа и БК показывает, что уведомляющая сигнализация об опасном рельефе при
продолжении выполняемого полета не перейдет в аварийную сигнализацию, степень опасности рельефа считается незначительной и
расчет альтернативных траекторий для обхода опасного рельефа не
производится. В противном случае формируется управляющий сигнал, по которому производится расчет рекомендуемых траекторий
обхода опасного рельефа.
Степень опасности полета по каждой из расчетных траекторий
оценивается по тому же критерию, что и опасность прогнозируемого полета (сопоставлением рельефа с БК каждой из расчетных траекторий).
Количество и вид расчетных траекторий по обходу опасного рельефа определяются следующими факторами:
– типом ЛА (у вертолета их больше из-за большего количества
возможных вариантов изменения параметров движения);
– техническим состоянием ЛА (отказ двигателя, неполадки в системе управления и пр.);
– запасом топлива на борту (при значительном запасе скороподъемности может препятствовать большая масса ЛА, при незначительном запасе – отсутствие возможности увеличения мощности
двигателя);
– характером окружающего рельефа (в сложном рельефе возможности по изменению параметров полета могут быть значительно ограничены);
– условиями выполнения полета (высота полета, температура забортной атмосферы, осадки, ветер и пр.).
Рассчитываемые траектории предполагают изменение одного
или нескольких параметров полета для выполнения задачи обхода опасного рельефа. Необходимые изменения параметров полета
должны производиться с учетом скорейшего возврата к выполнению основной программы полета (полет по маршруту, выполнение
мониторинга местности, ведение боевых действий и пр.).
Если возможных траекторий по обходу опасного рельефа окажется больше трех, целесообразно выбрать три наиболее предпо189
чтительных и отобразить их пилоту на специальном табло. Это
упростит пилоту проблему выбора маневра.
Если конструкция табло для индикации рекомендуемых маневров по обходу опасного рельефа будет обеспечивать индикацию каждого маневра всегда на закрепленном за ним месте табло, это будет
полезно для обеспечения правильности восприятия содержания маневра пилотом. Однако это потребует большого по размеру табло (изза большого разнообразия возможных рекомендаций), что, учитывая
ограниченное количество индицируемых рекомендаций (три) будет
приводить к «простаиванию» основной части табло. Поэтому, возможно ограничиться индикатором на три позиции, закрепив за ними
маневры группами, образованными по общим признакам.
В предлагаемом методе формируется сигнализация об опасном
рельефе и при необходимости выдаются рекомендации по маневрированию для обхода опасного рельефа. При этом всегда возможен
вариант действий пилота по изменению траектории полета, отличный от рекомендованных, и обусловленный факторами, не учтенными при анализе опасности расчетных траекторий (полученные
в полете повреждения конструкции ЛА, гроза и пр.).
Структурная схема одного из вариантов устройства, на базе которого может обеспечивается повышение безопасности полетов, путем
применения рассматриваемого метода, представлена на рис. 4.21.
В представленном устройстве полностью реализуются описанные
выше алгоритмы и способы расчетов.
Подробно работа представленного устройства описана в [136].
Предложенный метод и используемые при его применении алгоритмы, способы и устройства позволяют реализовать новые преимущества СПС:
– уведомить об опасном сближении с рельефом, за время, достаточное для выбора рекомендуемого маневра ухода, включая разворот на обратный курс, без превышения допустимых перегрузок,
включая маневр зависания для ЛА, способных его выполнять;
– повысить информированность экипажа о степени опасности
рельефа путем отображения, либо отсутствия отображения рекомендуемых маневров по обходу потенциально опасного рельефа и
тем самым упростить задачу по принятию решения о необходимости маневрирования для ухода от потенциально опасного рельефа,
вызвавшего уведомляющую сигнализацию;
– упростить экипажу задачу выбора необходимого маневра по
обходу потенциально опасного рельефа путем отображения рекомендуемых маневров;
190
Блок формирования и
прогнозирования защитного
пространства
Навигационная система
Блок
управления
Обнаружитель
препятствий в
прогнозируемом
полете
Устройство
сигнализации
БАИ
БДР
Узел памяти
Видеогенератор
Формирователь
безопасного
коридора
прогнозируемого
полета
Обнаружитель
препятствий
в вариантах
прогнозируемого
полета
Формирователь
безопасных
коридоров
вариантов
прогнозируемого
полета
Блок
анализа
Дисплей
Определитель безопасных
маневров ЛА
Матричная панель отображения безопасных маневров
Рис. 4.21. Структурная схема устройства для реализации метода
анализа пространства внутри безопасного коридора
– снизить загрузку экипажа по предотвращению опасного сближения с рельефом путем своевременного уведомления о потенциально опасном рельефе и формирования отображения о необходимости маневрирования и рекомендуемых маневрах (при наличии
такой необходимости).
Реализация перечисленных преимуществ позволяет снизить вероятность авиационных происшествий путем более детального анализа опасности взаимного расположения ЛА и рельефа, упростить
пилоту задачу определения необходимости и характера маневрирования, а также повысить эргономичность представления информации экипажу путем отображения рекомендуемых маневров.
Выполним экспертную оценку повышения безопасности полета
при использовании рассмотренного выше метода анализа пространства внутри безопасного для полета коридора и отображения рекомендуемых маневров.
191
Как и ранее, предположим, что в направлении полета ЛА находится область, представляющая собой горный каньон. Пилоту необходимо принять решение о продолжении полета по выбранной траектории. При отсутствии на борту ЛА СПС, в которой не используется рассмотренный выше метод, пилоту может потребоваться 35,7
с (см. п.4.3).
Сопоставление безопасного пространственного коридора с рельефом местности на основе предложенного способа позволяет получить уведомление о наличии опасности в направлении полета и рекомендации по выполнению безопасного маневра.
Оценим коэффициент эргатичности KЭ как отношение времени
на принятие решения о продолжении полета по текущей траектории при использовании предложенного метода определения опасного рельефа и без его использования.
При уведомлении о наличии опасности затраченное пилотом время на принятие решения составит: 3.5 с на переключение внимания
и, возможно, 5–10 с на визуальный анализ закабинного пространства с целью определения возможности выполнения предложенного типа маневра. При этом, в случае наличия рекомендации, (см.
рис. 4.20), на это уйдет не более 5 с. Итого: 8,5 с.
Таким образом, использование СПС, в которой реализован предложенный способ определения опасного рельефа может быть охарактеризован коэффициентом эргатичности Kэ = 35,7/8,5≈4,2.
Оценка коэффициента снижения вероятности авиационного
происшествия (KА) для рассмотренного метода может быть выполнена, как и ранее, путем сравнения расстояний, пройденных в направлении препятствия (опасности) без/с его использованием. Тогда
KА≈4,2 в случае движения ЛА с постоянной скоростью.
Таким образом, рассмотренный выше метод анализа пространства внутри безопасного для полета коридора позволяет экипажу
существенно сократить время на принятие решения о выполнении
маневров, обеспечивающих безопасное продолжение полета. Экспертная оценка показывает, что предложенный метод позволяет
сэкономить до 27 с на принятие пилотом решения о выполнении
маневра, за счет чего появляется почти четырехкратный запас по
расстоянию до опасного препятствия. Очевидно, что при этом существенно повышает эффективность военного применения ЛА, БЛА,
а так же безопасность полета гражданских ЛА. При этом, как и ранее, экспертные оценки не учитывают возможные ошибочные решения пилота, особенно в стрессовой ситуации или аварийной ситуации на борту.
192
Выводы
В настоящей главе представлены способы построения системы
предупреждения столкновения ЛА с землей, в которой используется навигационная информация от ГНСС и бортовые базы данных
с описанием рельефа подстилающей поверхности и искусственных
препятствий, а также летно-технические характеристики ЛА. Основным отличием предложенных методов, от известных ранее, является их эргономическая направленность, обеспечивающая повышение безопасности полетов путем уведомления пилота о возможности предотвращения попадания ЛА в потенциально опасные
ситуации.
Представлен метод, который повышает безопасность полетов на
основе трехмерного синтеза сечений подстилающей поверхности и
выделения опасных элементов. Использование этого метода позволяет пилоту получить дополнительный резерв времени около 15
с при полетах в условиях сложного рельефа подстилающей поверхности и дополнительный резерв высоты до 300 м. Предложенный
метод характеризуется коэффициентом эргатичности KЭ = 2,6 и коэффициентом снижения вероятности авиационного происшествия
KА = 1,6.
Представлен метод определения направления разворота для предотвращения столкновений ЛА с подстилающей поверхностью, основанный на анализе характера подстилающей поверхности в направлении полета с учетом летно-технических характеристик ЛА.
Метод позволяет пилоту получить дополнительный резерв времени
около 33 с при полетах в условиях сложного рельефа подстилающей
поверхности и дополнительный резерв расстояния до препятствия
около 6.6 км. Метод характеризуется коэффициентами: KЭ = 3,5,
KА = 3,5.
Представлен метод для определения опасного рельефа с учетом
возможности разворота ЛА на обратный курс, в котором на основе
динамических уравнений движения выполнен расчет минимально
допустимых радиусов разворота ЛА, что позволяет заранее уведомить пилота о том, что полет в выбранном направлении представляет потенциальную опасность при возникновении необходимости
разворота на обратный курс. Использование этого метода позволяет
повысить безопасность полетов благодаря дополнительному резерву
времени около 14 с и дополнительному резерву расстояния до препятствия около 2,9 км. Этот метод характеризуется коэффициентами: KЭ = 1,6, KА = 1,6. Наличие уведомлений, формируемых в пред193
ложенном методе, позволяет отказаться от выполнения полета по
намеченной траектории и полностью исключит вероятность авиационного происшествия.
Представлен метод анализа пространства внутри безопасного коридора, который может использоваться не только для самолетов,
но и для вертолетов. В этом методе средства отображения формируют рекомендации пилоту по выполнению маневров с целью повышения безопасности полета. Использование этого метода позволяет
повысить безопасность полетов благодаря дополнительному резерву
времени около 27 с. Этот метод характеризуется коэффициентами:
KЭ = 4,2 и KА = 4,2.
В следующей главе рассмотрены комплексные технические решения по совместному использованию ССП и СПС, которые решают
ряд принципиальных проблем в части повышения безопасности полетов ЛА.
194
5. КОМПЛЕКСНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ ПО СОВМЕСТНОМУ ИСПОЛЬЗОВАНИЮ ТЕХНОЛОГИЙ, ПРИМЕНЯЕМЫХ В СИСТЕМАХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СТОЛКНОВЕНИЯ С ЗЕМЛЕЙ И СПУТНИКОВОЙ ПОСАДКИ
В настоящей главе рассмотрены основные принципы построения
интегрированной системы безопасности полетов на основе системы
спутниковой посадки (ССП) и системы предупреждения столкновений ЛА с землей (СПС), базирующиеся на технологиях ГНСС. Предлагаемые технические решения частично описаны в [99, 137,138].
Рассматриваемые в настоящей главе принципы базируются на
предположении, что на борту ЛА установлена как система СПС,
так и система ССП. В настоящее время все гражданские ЛА в обязательном порядке оснащаются СПС. В то же время, ССП получила
практическое развитие только в последние годы и пик ее внедрения
в России ожидается через несколько лет, когда соответствующим
бортовым оборудованием будет оснащено большинство ЛА. Следует
заметить, что в России оснащение аэродромов наземной подсистемой ССП (ЛККС) идет опережающими темпами и к 2016 г. около 100
аэродромов уже оборудованы ЛККС.
5.1. Принципы построения интегрированной системы повышения
безопасности полетов на основе систем предупреждения столкновения ЛА с землей и спутниковой посадки
Как было показано в главе 2 (см. рис. 2.1), на III-м этапе процесса
создания ССП и СПС должны быть определены перспективные элементы для интеграции и комплексирования. Там же отмечалось,
что эта процедура включает рассмотрение функциональных, аппаратных и программных элементов каждой из систем.
Структуры построения ССП и СПС были подробно рассмотрены
в главе 2. Особенностью ССП является наличие наземной и бортовой подсистем, а СПС является сугубо бортовой системой.
На рис. 5.1 приведены основные функциональные элементы ССП
и СПС и указаны возможные взаимные связи между ними в части
использования однотипных данных или формирования функционально-подобных параметров.
Анализ представленных на рис. 5.1 связей позволяет сделать
следующие выводы:
1. Для эффективной работы ССП и СПС может использоваться
единый источник навигационной информации – единый приемо195
ССП
СПС
Формирование точных
навигационных параметрови параметров
движения
Базовые режимы
Виртуальная
глиссада
ЛККС
Раннее
предупреждение
Предотвращение
попадания
в опасные ситуации
Точное наведение
Индикация
Движение
Индикация
Рис. 5.1. Взаимосвязь функциональных элементов ССП и СПС
измеритель ГНСС. Учитывая тот факт, что в соответствии с общими требованиями к системам посадки [28–30], в ССП всегда имеется резервный (дублирующий) комплект аппаратуры, находящийся в «горячем» резерве, то при построении комплексной системы,
в качестве источника информации для СПС целесообразно использовать приемоизмеритель ГНСС из состава ССП.
2. Использование данных отклонений ЛА от заданной посадочной глиссады в ССП позволяет реализовать один из базовых режимов – режим 5 (чрезмерное отклонение от посадочной глиссады)
СПС при отсутствии на аэродроме систем инструментальной посадки типа ILS. Более того, такой режим работы позволяет модернизировать режим 5 для заходов на посадку по криволинейным траекториям, что в настоящее время рассматривается как одно из перспективных направлений развития систем посадки в целом.
3. В базовых режимах СПС (см. п. 2.3) используются данные о
высоте (Hp) от бортовых радиовысотомеров (РВ). Ввиду высокой
стоимости последних, на небольших ЛА авиации общего назначения РВ не устанавливаются. Это в целом снижает безопасность полетов. В то же время, значительное число авиационных происше196
ствий происходит именно с этими ЛА. Использование данных ГНСС
и базы данных подстилающей поверхности для формирования данных о высоте Hp ЛА над земной поверхностью позволяет поддержать работу основных базовых режимов СПС.
4. В СПС при работе в базовом режиме 2 используется такой параметр, как скорость сближения ЛА с подстилающей поверхностью,
который рассчитывается на основе дифференцирования данных радиовысотомеров и обладает погрешностями, зависящими от характера подстилающей поверхности, над которой выполняется полет.
Экспериментальные исследования показывают, что погрешность
определения вертикальной скорости (Vy) при дифференцировании
измерений радиовысотомера может достигать 510 м/с. Используя
данные ГНСС о Vy, не зависящие от измерений РВ, и бортовую базу
данных рельефа подстилающей поверхности, возможно повысить
точность оценивания Vy (измерения ГНСС имеют высокую точность:
погрешность определения Vy с вероятностью 0,95 не более 0,1 м/с),
можно существенно снизить как вероятность ложных тревог в СПС,
так и повысить безопасность маловысотных полетов над сложным
рельефом местности и наличии искусственных препятствий.
5. Безусловным преимуществом комплексного использования
ССП и СПС является повышение безопасности полетов на самом
аварийно опасном этапе полета – при заходе на посадку и посадке.
Важной задачей является предотвращение посадки ЛА на несанкционированную ВПП, что может произойти как при ошибке диспетчера УВД, так и по вине пилота. К этой же области относится и задачи предупреждения пилота о недопустимых отклонениях ЛА от
заданной траектории и предотвращения выкатывания ЛА за пределы ВПП после приземления. Недостаток информации и времени на
принятие решения на этапе посадки может привести к катастрофе.
6. Важнейшей задачей повышения безопасности полетов является как индикация навигационно-посадочной информации, так
и подстилающей поверхности в районе аэродрома, искусственных
препятствий в районе ВПП или помех движению на ВПП.
Приведенный выше анализ показывает, что многие функции,
выполняемые ССП и СПС, являются взаимодополняющими. Это позволяет провести их эффективную интеграцию.
Взаимосвязь основных функциональных элементов ССП и СПС
позволяет определить следующие принципы построения интегрированной системы безопасности полетов, построенной на основе
комплексного использования этих систем. К этим принципам относятся:
197
1. Единый подход к выбору приемоизмерителей ГНСС, используемых в составе бортовых навигационно-посадочных комплексов и
наземном оборудовании, позволяющий получить дополнительные
преимущества при совместной работе аппаратуры ССП и СПС.
2. Использование унифицированной навигационно-посадочной
информации как для целей формирования разных видов сигнализации в СПС, так и для пилотирования при выполнении посади
с использованием ССП.
3. Индикация навигационно-посадочной информации совместно с информацией о подстилающей поверхности и рекомендациями
пилоту о выполнении безопасных маневров.
Использование перечисленных выше принципов приводит
к структуре построения интегрированной системы безопасности полетов на основе ССП и СПС, представленной на рис. 5.2.
Представленная на рис. 5.2 структура интегрированной системы
повышения безопасности полетов включает в себя функциональные
элементы ССП и СПС, базирующиеся на использовании ГНСС. Именно
ГНСС является объединяющим ядром такой интеграции. Повышение
безопасности полетов для интегрированной системы обеспечивается виртуальным резервированием функций одной системы другой,
ГНСС и система функциональных дополнений
Приемоизмерители ГНСС и системы функциональных дополнений
Устройство контроля качества информации
ГНСС
Бортовая база
данных
Бортовые
датчики и системы
Функции
ССП
БНПК
САУ
Функции
СПС
ИНДИКАТОР
СРЕДСТВА
СИГНАЛИЗАЦИИ
Рис. 5.2. Обобщенная структура интегрированной системы
повышения безопасности полетов на базе ССП и СПС
198
а также аппаратным резервированием бортовых модулей ГНСС,
обязательным для ССП.
Далее рассмотрим методы повышения безопасности полетов при
выполнении заходов на посадку и при движении по ВПП, которые
могут быть реализованы при использовании принципов построения
интегрированных систем.
5.2. Метод предотвращения посадки ЛА на несанкционированную взлетно-посадочную полосу путем расчета виртуальной глиссады
Предлагаемый метод предназначен для использования в аэропортах с большой интенсивностью движения и большим количеством ВПП.
В основе метода лежит принцип формирования защитных пространств для ближайших ВПП и выбора той из них, на которую выполняется заход на посадку. Выбор основывается на текущих параметрах состояния ЛА. По результатам выбора формируются оповещения для пилота о том, на какую ВПП в настоящее время наиболее
вероятно осуществляется заход на посадку. На рис. 5.3 приведена
иллюстрация, поясняющая работу алгоритма выбора ВПП в предлагаемом методе.
В настоящее время известны способ и аппаратура оповещения
экипажа о расположении ЛА относительно ВПП, реализующие
функцию RAAS (Runway Awareness and Advisory System) [157–159].
Согласно функции RAAS на конечном участке захода на посадку
Горизонтальная проекция
защитного пространства
ВПП L
ВПП С
ВПП R
Вертикальная проекция
защитного пространства
ВПП
Рис. 5.3. Горизонтальные и вертикальные проекции
защитных пространств при заходе на посадку
199
формируют оповещение о выборе ВПП и расположении ЛА относительно ВПП. Эти оповещения формируются при выполнении определенных условий:
– при удалении ЛА от входного торца ВПП на расстоянии от 0,9
до 5,5 км;
– в диапазоне высот ЛА над ВПП от 90 до 215 м, исключая диапазон ± 15 м) относительно высоты, сообщаемой внутри указанного
диапазона;
– в заданном диапазоне углов снижения для данного диапазона
высот (например, 2–15 градусов для высот менее 150 м, что соответствует возможному диапазону углов наклона траекторий захода на
посадку для большинства типов ЛА [3]) и при нахождении ЛА в горизонтальном угловом секторе с вершиной в заданной точке посадки и биссектрисой, совпадающей со средней линией ВПП [3].
Вопросы формирования оповещения о расположении ЛА относительно полосы рассмотрены в [157–159] в разных аспектах. В [157]
рассматриваются вопросы программного обеспечения, в [158] – вопросы графического представления информации для отображения
на экране в кабине пилотов, в том числе и потенциального столкновения ЛА с внешними объектами путем отображения пересечения
векторов скоростей ЛА и внешних объектов. В [159] рассматрива
ется расширенный комплекс вопросов, включающий программное
обеспечение и аппаратурную реализацию. Наиболее общим является способ [160]. Последовательность действий при реализации этого
способа приведена на рис. 5.4.
Информация
о состоянии ЛА
от бортовых датчиков
1. Прием информации
5. Контроль снижения ЛА
до граничной высоты
над ВПП
4. Выбор ВПП
6. Определение положения и ориентации ЛА
по отношению к ВПП
2. Определение
ближайших ВПП
3. Формирование
защитных пространств
ближайших ВПП
Аэронавигационная
база данных БД
7. Контроль выполнения
условий оповещения
о выборе ВПП
8. Формирование
оповещения
о выборе ВПП
Рис. 5.4. Обобщенная последовательность действий в способе
предотвращения посадки на несанкционированную ВПП
200
Упомянутые выше условия оповещения о выборе ВПП представляют собой:
– нахождение ЛА внутри защитного пространства, представляющего собой координатно связанную с выбранной ВПП область,
горизонтальная и вертикальная проекция которой приведены на
рис. 5.3;
– допустимую угловую ориентацию вектора путевой скорости
ЛА относительно курса выбранной ВПП;
– нахождение ЛА вне диапазона высот над выбранной ВПП,
предусмотренного для блокировки оповещения о выборе ВПП для
захода на посадку.
Способы оповещения, описанные в [157–160], обладают рядом
следующих существенных недостатков:
– оповещение (сигнализация) о выборе ВПП для захода на посадку либо не учитывает, либо учитывает весьма неточно наличие недопустимых отклонений ЛА от заданной траектории захода на посадку (в вертикальной и горизонтальной плоскостях);
– при наличии и использовании систем инструментальной посадки, которыми оснащены крупные аэропорты, оповещение об
указанных выше отклонениях ЛА в любую сторону в трехмерной
системе координат формируется в самой системе инструментальной
посадки. Однако при выходе из строя системы инструментальной
посадки, при сбоях в сигналах инструментальной посадки, а также
при отсутствии таковой в аэропорту (последнее имеет место в большинстве аэропортов России) экипаж ЛА лишен сообщений об отклонениях положения ЛА от заданной траектории;
– в известных способах либо вообще не учитывают угол наклона траектории захода на посадку, либо используют весь возможный диапазон углов наклона посадочных траекторий, характерный для всех используемых ЛА (от 2 до 15 градусов), в то время
как для каждого из типов ЛА диапазон упомянутых углов значительно уже. Кроме того, упомянутый диапазон углов для каждого
ЛА зависит от загрузки, технического состояния ЛА, а также от
метеоусловий;
– сформированное оповещение о выборе ВПП для посадки никак
не опровергается даже в случае последующего нарушения условий
оповещения.
Задачей нового предлагаемого метода является повышение безопасности выполнения ЛА захода на посадку путем формирования
адаптированного к типу ЛА оповещения о выборе ВПП, формирования предупреждения об отклонениях положения ЛА от заданной
201
траектории и об отклонениях прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки.
Подробно рассматриваемый метод описан в [138]. Метод предполагает формирование оповещения, в котором предупреждение об
отклонении ЛА от заданной траектории формируют посредством
отображения отклонения ЛА от заданной траектории в вертикальной плоскости и отклонении прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки в плоскости ВПП.
На рис. 5.5 представлена схема последовательности действий
предлагаемого метода.
Схема на рис. 5.5, описывающая суть предлагаемого метода,
включает следующие действия: прием информации о параметрах
динамического состояния ЛА от его бортовых датчиков 1; определение с использованием аэронавигационной базы данных (АБД) ближайших ВПП 2; формирование защитного пространства (ЗП) для
ближайших ВПП 3 (см. рис. 5.3); выбор ВПП для захода на посадку 4; контроль снижения ЛА до граничной высоты над каждой выбранной ВПП 5; определение положения и ориентации ЛА по отношению к выбранным ВПП 6, над которыми при снижении ЛА не
достигнута граничная высота; контроль выполнения условий оповещения о выборе взлетно-посадочных полос 7; при этом контроле,
помимо упомянутой граничной высоты, вводят зону запрета формирования упомянутого оповещения по высоте, определяемую типом ЛА и обусловленную необходимостью формирования другими
системами сообщения о достижении ЛА определенной высоты над
взлетно-посадочными полосами; формирование оповещения 8 о выборе ВПП в случае выполнения условий.
В случае подтверждения выбора ВПП для посадки, описанные
действия повторяются до момента снижения ЛА до граничной высоты над каждой выбранной ВПП, ниже которой не производится
формирование оповещения о сделанном выборе.
В рассматриваемом методе вводятся более жесткие, по сравнению с известными до сих пор, условия формирования оповещения
по углу места, соответствующие значениям угла места, полученным
на основе допустимых углов наклона заданных траекторий захода
на посадку для данного типа ЛА. Рассмотрим наиболее характерные особенности предложенного метода.
Заданная траектория захода на посадку лежит в вертикальной
плоскости, проходящей через продольную ось симметрии ВПП.
Расчет заданной траектории 9 (см. рис. 5.5) производится на основании данных бортовых датчиков о высоте ЛА над каждой выбран202
Информация о ЛА
от бортовых датчиков
14. Определение параметров
турбулентности атмосферы
1. Прием информации
2. Определение ближайших
ВПП
АБД
Данные о динамических
возможностях ЛА и
характеристиках точности
бортовых датчиков
3. Формирование защитных
пространств ближайших ВПП
15. Определение
параметровдинамического состояния ЛА
13. Вычисление продолжительности интервала
линеаризации пройденной траектории
4. Выбор ВПП
16. Формирование
сигнала о выборе
только одной ВПП
12. Формирование
прогнозируемой
траектории
17. Определение
пространственной зоны
допустимых отклонений от заданной
траектории
19. Определение
прогнозируемой
точки посадки
5. Контроль снижения ЛА
до граничной высоты над ВПП
Снижение
до граничной
высоты выполнено
9. Расчет заданной
траектории захода
на посадку для каждой
выбранной ВПП
10. Формирование уточненного
защитного пространства
для каждой выбранной ВПП
Выбор ВПП
11. Подтверждение не подтвержден
выбора ВПП
23
6. Определение положения и
ориентации ЛА по отношению
к ВПП
7. Контроль выполнения
условий оповещения
о выборе ВПП
21. Вычисление параметров зоны допустимых
отклонений прогнозируемой точки посадки
18. Вычисление
текущих отклонений
ЛА от заданной
траектории
20. Вычисление
отклонений прогнозируемой точки посадки
от заданной точки
посадки
Условия оповещения не выполнены
Условия оповещения
выполнены
8. Формирование оповещения о выборе ВПП
22. Формирование предупреждения о недопустимых
отклонениях ЛА от заданной траектории и прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки
Рис. 5.5. Схема последовательности действий при формировании
оповещений о выборе ВПП
ной ВПП на заданном расстоянии от входного торца ВПП, известном для каждого типа ЛА и соответствующем прохождению высоты 200 м над ВПП (составляющем около 4 км для стандартной
203
глиссады). Именно с этого расстояния при визуальных заходах на
посадку, как правило, производится выдерживание линейной траектории снижения. Заданная траектория рассчитывается в вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП, от проекции на эту
плоскость расчетной точки прохождения заданного расстояния до
опорной, которая определяется как точка над серединой входного торца ВПП (точкой пересечения входного торца с осевой линией
ВПП) на заданной высоте, как правило, около 15 м [55]. При этом
высота над ВПП упомянутой расчетной точки прохождения заданного расстояния определяется или как текущая высота ЛА на момент прохождения (если упомянутое расстояние пройдено на высоте, отличающейся от 200 м в пределах поля допуска), или как сумма
200 м и половины этого поля допуска соответствующего знака. Пересечение упомянутой линейной траектории с горизонтальной плоскостью, проходящей через середину входного торца ВПП, считается заданной точкой посадки.
Формирование уточненных ЗП для выбранных ВПП 10 производится путем коррекции параметров вертикальных проекций ЗП
в соответствии с допустимым диапазоном углов наклона траектории захода на посадку и допустимым диапазоном отклонений от
этой траектории для ЛА данного типа.
Подтверждение выбора ВПП для захода на посадку 11 производится при нахождении ЛА в уточненных ЗП выбранных ранее ВПП.
Только после подтверждения выбора ВПП осуществляют указанное в [160] определение положения и ориентации ЛА по отношению к выбранным ВПП 5, контролируют выполнение условия оповещения 7 и формируют это оповещение 8 (см. рис. 5.5).
Если после формирования неуточненных ЗП выбрана только
одна ВПП, то после проведения контроля снижения ЛА до граничной высоты над выбранной ВПП 5 при необходимости выполняются дополнительные действия, помогающие экипажу осуществлять
посадку и состоящие в формировании предупреждений об отклонении текущего положения ЛА от заданной траектории и об отклонении прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки.
С этой целью формирование прогнозируемой траектории 12 проводят после приема информации от бортовых датчиков методом линейной аппроксимации пройденной траектории.
За основу аппроксимации выбирают участок пройденной траектории на переменном интервале времени. Вычисление продолжительности данного интервала времени 13 проводят до упомянутой
аппроксимации на основе определяемых по информации от борто204
вых датчиков параметров турбулентности атмосферы 14 и параметров динамического состояния ЛА 15 (векторы скорости, ускорения, вес и др.), а также данных о динамических возможностях ЛА
и точности бортовых датчиков.
Учет динамических возможностей ЛА состоит в том, что вычисление продолжительности упомянутого интервала времени проводят с помощью хранящихся в памяти вычислителя расчетных таблиц, составленных предварительно по результатам решений системы динамических уравнений для ЛА данного типа, общий вид
которых приведен, например, в [150, 151]. Такие таблицы рассчитывают для всевозможных динамических состояний ЛА при различных сочетаниях факторов, влияющих на полет ЛА.
Проведение линейной аппроксимации пройденной траектории на вычисленном интервале времени осуществляется методом
скользящего среднего [79] путем обработки горизонтальных координат и высоты ЛА в течение упомянутого интервала.
Применение метода скользящего среднего обусловлено необходимостью уменьшения влияния на получаемый результат флуктуационных погрешностей определения координат и высоты ЛА,
а также влияния изменений координат и высоты, вызванных турбулентностью атмосферы и случайными составляющими сигналов
управления.
После формирования сигнала о выборе только одной ВПП 16 и
расчета заданной траектории захода на посадку 9 на основе АБД и
данных о заданном расстоянии от входного торца ВПП на момент
прохождения высоты 200 м над ВПП для ЛА данного типа производят (с учетом данных о динамических возможностях ЛА и характеристиках точности бортовых датчиков) определение пространственной зоны допустимых отклонений от заданной траектории 17, затем
вычисляют текущие отклонения ЛА от заданной траектории 18.
После формирования сигнала о выборе только одной ВПП определяют прогнозируемую точку посадки 19 как точку пересечения
продленной линейно аппроксимированной пройденной траектории
12 с горизонтальной плоскостью, проходящей через середину входного торца ВПП, затем вычисляют отклонение упомянутой прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки 20.
Также после формирования сигнала о выборе только одной
ВПП, проводят вычисление параметров зоны допустимых отклонений прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки
21. Это действие выполняется по известной на борту функции –
зависимости параметров упомянутой зоны от дальности до вход205
ного торца ВПП. Параметры упомянутой зоны определяют в виде
размеров полуосей эллипса с центром в заданной точке посадки,
лежащего в горизонтальной плоскости, проходящей через середину входного торца ВПП. Площадь упомянутого эллипса уменьшается с уменьшением дальности от ЛА до входного торца ВПП.
Упомянутая функция, на основе которой проводят вычисление
параметров зоны допустимых отклонений прогнозируемой точки
посадки от заданной точки посадки, определяется заранее путем
статистической обработки траекторий успешных заходов на посадку ЛА данного типа и хранится в цифровом виде в бортовой
базе данных.
В случае отсутствия подтверждения выбора ВПП, а также в случае невыполнения условий упомянутого оповещения о выборе ВПП
формируют предупреждение о недопустимых отклонениях ЛА от
заданной траектории и прогнозируемой точки посадки от заданной
точки посадки 22. При реализации метода производят контроль
снижения ЛА до граничной высоты над ВПП 5. До момента достижения граничной высоты описанные действия непрерывно повторяются, начиная с определения ближайших ВПП 2 после приема
информации от бортовых датчиков 1. Если условия формирования
оповещения о выборе одной ВПП продолжают выполняться после
того, как оповещение выдано один раз, упомянутое оповещение
больше не производится. Если прекращается выполнение упомянутых условий, то производится формирование предупреждения о
недопустимых отклонениях ЛА от заданной траектории или о недопустимых отклонениях прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки (или о том и о другом одновременно). Если затем, в результате действий экипажа, вновь начинают выполняться
условия формирования оповещения о выборе ВПП, то оповещение о
выборе ВПП производится повторно. Тем самым экипаж получает
либо подтверждение о произведенном ранее выборе (в случае, когда появившиеся недопустимые отклонения были вызваны ошибками управления), либо оповещение о произведенном выборе другой
ВПП (в случае, когда появившиеся недопустимые отклонения были
вызваны маневрированием, намеренно выполненным экипажем и
обусловленным содержанием ранее полученного оповещения о неверном выборе ВПП).
После достижения граничной высоты прекращается как упомянутое формирование оповещения о выборе ВПП, так и упомянутое
формирование предупреждения об отклонениях от требуемой траектории и от заданной точки посадки.
206
Экипаж, принимая решение о возможности продолжения захода
на посадку, или об уходе на второй круг, учитывает наличие сформированных оповещений и предупреждений или их отсутствие.
Использование для проверки условий оповещения о выборе ВПП
защитного пространства ВПП, уточненного путем использования
данных о допустимых углах наклона заданных траекторий захода на посадку для данного типа летательного аппарата, позволяет
повысить достоверность упомянутого оповещения и тем самым помочь экипажу выполнить посадку более качественно и безопасно.
Относительно формирования предупреждения об отклонении от
заданной траектории и от заданной точки посадки следует заметить
следующее.
1. Выбор только одной ВПП, производимый до определения уточненного защитного пространства, позволяет с помощью предупреждений проинформировать экипаж о недопустимых отклонениях от
заданной траектории и заданной точки посадки и тем самым своевременно помочь экипажу устранить эти отклонения и ускорить получение оповещения о выборе ВПП для захода на посадку.
2. Предупреждения о недопустимом отклонении прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки следует формировать
только при одновременном выполнении следующих условий:
– прогнозируемая точка посадки существует, т. е. прогнозируемая траектория пересекает горизонтальную плоскость, проходящую через середину входного торца ВПП;
– характер недопустимого отклонения носит устойчивый характер, т. е. прогнозируемая точка посадки незначительно изменяет
свое расположение на картине отображения (см. рис. 5.7) в течение
определенного времени (например, в течение 10 секунд перемещается на площади, не превышающей 10% общей площади картины,
или перемещается вдоль границы картины не более чем на 20% ее
линейного размера), так как кратковременное «искривление» пройденной траектории, способное повлиять на быстрое изменение результата линеаризации, может быть обусловлено сдвигом ветра,
скачкообразными ошибками датчиков местоопределения, активным управлением, направленным на удерживание ЛА на заданной
траектории захода на посадку и другими кратковременными факторами.
3. Наиболее эффективно сопровождать предупреждение визуальным отображением. Для формирования предупреждений о недопустимых отклонениях ЛА от заданной траектории предлагается
использовать индикацию, представленную на рис. 5.6. Для форми207
рования предупреждений о недопустимых отклонениях прогнозируемой точки посадки от заданной
справа
точки посадки предлагается индислева
═╩═
кацию, представленную на рис. 5.7.
По рис. 5.6 можно получить инслева
справа
выше
ниже
выше
формацию о расположении ЛА:
выше или ниже заданной траектории; и об отклонении ЛА от заданРис. 5.6. Формирование
ной траектории: в правую или лепредупреждений
о недопустимых отклонениях
вую стороны (в том числе с учетом
ЛА от заданной траектории
характера вертикального отклонения ЛА от заданной траектории).
Положение ЛА отражается неподвижным символом в центре экрана. Смещение ЛА выше или ниже заданной траектории отражается положением горизонтальной «планки», а смещение ЛА в правую
или левую стороны от заданной траектории отражается положением вертикальной «планки». При этом перекрестие планок (точка их
пересечения) отражает положение заданной траектории.
Надписи, размещенные в восьми областях экрана, отражают содержание формируемых предупреждений, если на момент выполнения условий их формирования перекрестие планок (соответствующее перекрестию планок традиционного командного прибора,
Справа
ниже
Ниже
Слева
ниже
Граница зоны
допустимых отклонений прогнозируемой
точки посадки от
заданной точки
посадки
Перелет
левее
Перелет
Перелет
правее
Правее
Левее
Заданная
точка посадки
Прогнозируемая
точка посадки
Недолет
левее
Недолет
Недолет
правее
Рис. 5.7. Информация о недопустимых отклонениях
прогнозируемой точки посадки
208
используемого экипажем для выполнения инструментальной посадки) находится в пределах одной из этих областей.
Вид индикации, представленный на рис. 5.7, позволяет получить информацию о недопустимых отклонениях прогнозируемой
точки посадки от заданной точки посадки: «перелет», «недолет»,
«правее», «левее», «перелет правее» и т. д. Размеры отображаемого эллипса, ограничивающего область допустимых отклонений
прогнозируемой точки посадки, с изменением дальности до входного торца ВПП остаются неизменными, т. е. по мере приближения ЛА к входному порогу ВПП отображаемая площадь поверхности уменьшается. Если отклонения прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки лежат за пределами отображаемой
площади, прогнозируемая точка посадки отображается вблизи
границы в месте, соответствующем ее угловому смещению по отношению к заданной точке посадки. Если прогнозируемая точка
посадки не существует (прогнозируемая траектория не пересекает
горизонтальную плоскость, проходящую через середину входного
порога ВПП), то прогнозируемая точка посадки не отображается и
предупреждение об отклонении от заданной точки посадки в этом
случае не формируется.
На рис. 5.8 представлено расположение на ВПП границы зоны
допустимых отклонений от заданной точки посадки (сплошная лиЗаданная траектория посадки
Заданная точка
посадки
Середина
входного порога
ВПП
Прогнозируемая
траектория
посадки
Граница зоны
допустимых отклонений точки посадки от
заданной точки посадки
15 м
Прогнозируемая
точка посадки
Д2
Д1
Горизонтальная плоскость,
проходящая через середину
входного порога ВПП
Границы зоны допустимых отклонений
прогнозируемой точки посадки от заданной
точки посадки для различных значений
дальности ЛА
до входного порога ВПП: Д1, Д2, Д1 >Д2
Рис. 5.8. Расположение на ВПП границы зоны допустимых отклонений
от заданной точки посадки и границ зоны допустимых отклонений
прогнозируемой точки посадки
209
ния) [161] и возможных границ зоны допустимых отклонений прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки (пунктирные линии) в виде концентрических эллипсов с центром в заданной
точке посадки для двух различных значений дальности ЛА до входного порога ВПП.
Таким образом, предложенный метод позволяет повысить надежность посадки ЛА путем:
– формирования адаптированного к типу ЛА оповещения о выборе ВПП для захода на посадку;
– формирования предупреждения об отклонениях положения
ЛА от заданной траектории и об отклонениях прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки, когда условия формирования оповещения о выборе ВПП для захода на посадку не выполняются (для неинструментальных заходов на посадку);
– формирования повторного оповещения о выборе ВПП, в случае
если после первого формирования условия формирования были нарушены, а затем восстановлены (например, в результате действий
экипажа, направленных на устранение недопустимых отклонений
от заданной траектории захода на посадку или на устранение недопустимых отклонений прогнозируемой точки посадки от заданной
точки посадки).
Проведем экспертную оценку влияния рассмотренного метода на
безопасность полета. Охарактеризовать этот метод наиболее целесообразно с помощью коэффициентов эргономичности (KЭ), снижения
аварийности (KА) и комплексированности (KК), определенных в п. 1.6.
Для оценки KЭ определим время, которое затратит пилот на принятие
решения о посадке с и без использования предложенного метода.
Известно, что сигнализация способствует более быстрому принятию решений [24]. При выполнении захода на посадку среднее
время опознания ситуации по световым табло составляет 13,5 с, а
если информация подается в письменном виде или голосом, то это
время сокращается до 0,5…5,5 с [24]. Тогда можно утверждать, что
реализация предложенного метода, при формировании сигнализации о выборе для захода на посадку несанкционированной ВПП,
позволяет сэкономить от 8 до 13 с, что дает минимальное значение
KЭ = 13,5/5,5 = 2,4. Следует отметить, что полученное значение KЭ
экспертно может быть увеличено как минимум в два раза при учете того факта, что в рассмотренном методе максимально корректно
используется информация о характеристиках ЛА, в том числе при
определении допустимого угла глиссады, а также, в отличие от других известных способов, в рассмотренном методе оповещения фор210
мируются исходя из текущей ситуации и могут опровергаться по
фактически складывающейся ситуации. Таким образом, можно
считать, что KЭ ≈ 4,8.
Оценка коэффициента снижения аварийности KА может быть
выполнена следующим образом. Выполняя заход на посадку с использованием предложенного метода, пилот получает полноценную
информацию о расположении ЛА относительно глиссады снижения и заданного курса на основе синтезированного изображения, по
сути соответствующего виду индикаторов штатной системы инструментальной посадки (см. рис. 5.6), а также дополнительную информацию об отклонении прогнозируемой точки посадки от заданной
(см. рис. 5.7). Такая информация позволяет пилоту контролировать
состояние ЛА не только по показаниям навигационных датчиков,
но и фактически с использованием аналога системы наведения (инструментальной системы посадки). Учитывая, что время опознавания нештатной ситуации по индикаторам составляет 2…3 с, а визуальный анализ закабинного пространства и навигационных датчиков требует в среднем 10…20 с. [24], можно экспертно оценить
минимальную величину: KА = 20/3≈6,7.
Оценим теперь коэффициент комплексированности KК, который,
в соответствии с определением (см. п. 1.6), показывает относительное увеличение вероятности безопасного полета до и после применения описанного метода. Рассмотренные выше характерные особенности метода позволяют при экспертной оценке KК рассматривать
его как реализующий виртуальную систему наведения, обладающую свойствами инструментальной системы посадки. При использовании на борту ССП, реализация в СПС аналогичных функций
обеспечивает дублирование ССП. При отказах ССП, СПС, в которой
реализован предложенный метод, может выполнять функции резервной системы наведения (посадки). Таким образом, увеличение
вероятность выполнения безопасного полета при комплексном использовании этих двух систем экспертно может быть оценено коэффициентом KК≈2.
Рассмотрим далее еще один способ, который позволяет расширить
область применения комплексных систем на основе ССП и СПС.
5.3. Метод оповещения о положении ЛА или БЛА при посадке и движении после приземления
Предлагаемый метод является дальнейшим развитием описанного выше метода повышения безопасности посадки и может при211
меняться после принятия пилотом решения о посадке, приземлении и при движении по ВПП. В предлагаемом методе дополнительно обеспечивается определение и отображения отклонений ЛА от
заданной траектории посадки (далее – заданной глиссады) и от оси
ВПП при пробеге.
Следует заметить, что ранее не рассматривался вопрос снижения
точности определения отклонений ЛА от заданной глиссады в угловых единицах при известной точности датчиков определения координат ЛА. Эта проблема имеет существенное значение для ССП.
В этих системах ошибка вычисления угловых отклонений ЛА от
заданной глиссады, традиционно отображаемых на индикаторах
(например, на ПНП) с использованием вертикальной (курсовой) и
горизонтальной (глиссадной) планок, растет по мере приближения
ЛА к порогу ВПП. Последнее обусловлено тем, что при использовании навигационной информации ГНСС линейные ошибки определения координат ЛА практически постоянны на протяжении захода на посадку.
На рис. 5.9 приведена зависимость (кривая 1) средней квадратической ошибки (СКО) углового отклонения ЛА от плоскости глиссады при ошибке псевдодальности σr = 1,85 м от расстояния до порога
ВПП (R), характерная для наименее благоприятной геометрической
ситуации ГНСС при работе ССП [26]. Линия (2) на рис. 5.9 соответствует требованиям к ССП I категории [18]. Из рис. 5.9 видно, что
СКО существенно возрастает при приближении к ВПП и использование угловых отклонений становиться невозможным. В то же время, линейные ошибки остаются постоянными, что обуславливает
CKO EG, град
1.2
1
0.8
0.6
1
2
0.4
0.2
0
1000
3000
5000
7000
9000 R, м
Рис. 5.9. Среднеквадратическая ошибка определения
угловых отклонений от плоскости глиссады в ССП
212
возможность их использования на малых расстояниях и даже на
самой ВПП.
Суть предлагаемого метода состоит в оповещении пилота о расположении ЛА относительно ВПП при заходе на посадку и при движении после приземления. Для формирования оповещения производят прием информации о параметрах динамического состояния ЛА
от его бортовых датчиков. На основе этой информации и аэронавигационной базы данных выбирают ВПП для захода на посадку. Далее контролируют снижение ЛА до граничной высоты над каждой
выбранной ВПП, а для ВПП, над которыми при снижении ЛА не
достигнута граничная высота, контролируют условия оповещения
о выборе ВПП. В случае выполнения этих условий проводят формирование соответствующего оповещения, а после выбора одной
ВПП и достижения ЛА упомянутой граничной высоты контролируют условия оповещения о расстоянии до конца ВПП. При выполнении условий оповещения после прохождения половины ВПП формируют оповещение об оставшемся расстоянии до конца ВПП. При
этом, в отличие от описанного в п. 5.2 способа, контролируют наличие сигнала «шасси обжато» и в случае его отсутствия на основании
информации о координатах ЛА, информации о номере назначенной для посадки ВПП и информации их аэронавигационной базы
данных о параметрах этой ВПП, рассчитывают заданную глиссаду
на назначенную ВПП. В процессе посадки контролируют непревышение допустимого диапазона относительной ошибки вычисления
отклонения ЛА от плоскости глиссады в угловых единицах путем
определения граничного расстояния до порога ВПП, ближе которого упомянутый диапазон относительной ошибки превышает допустимую величину. При этом до достижения граничного расстояния
ведут определение отклонений ЛА от плоскостей курса и глиссады в угловых единицах, а после достижения граничного расстояния переходят к определению упомянутых отклонений в линейных
единицах. Далее, при наличии сигнала «шасси обжато» и с учетом
информации из аэронавигационной базы данных, параметров и динамических возможностей ЛА определяют зону допустимых отклонений от оси взлетно-посадочной полосы в линейных единицах, вычисляют боковые отклонения ЛА в линейных единицах от оси ВПП,
и формируют оповещение об упомянутых отклонениях от заданной
глиссады и от оси ВПП в виде отображений на бортовых индикаторах в идентичных графических ориентирах.
В рассматриваемом методе повышения безопасности полетов
также предлагается ниже граничной высоты и до момента останов213
ки после пробега по ВПП на индикаторе дополнительно к отображению отклонений ЛА от заданной глиссады и оси ВПП отображать
вид ВПП, соответствующий реальному виду ВПП из кабины, при
этом в случае нулевого бокового отклонения отображение ВПП имеет вид равнобедренной трапеции, ось симметрии которой представляет собой отображение оси ВПП, а середина основания которой
лежит на одной вертикали с отображением курсовой планки при
нулевом боковом отклонении, а в случае ненулевого бокового отклонения отображение ВПП имеет вид неравнобедренной трапеции, середина основания которой лежит на одной вертикали с отображением курсовой планки при ненулевом боковом отклонении.
По сигналу «шасси обжато» для облегчения управления ЛА при
пробеге предлагается определять и отображать на индикаторе параллельную оси ВПП составляющую вектора фактического ускорения и параллельную оси ВПП составляющую вектора требуемого ускорения, величина которой определяется из расчета остановки ЛА в пределах длины ВПП. Также предлагается при наличии
фактического ускорения, соответствующего торможению ЛА при
пробеге по ВПП, непрерывно определять и отображать на индикаторе проекцию на ось ВПП расчетной точки остановки ЛА таким образом, чтобы отображение упомянутой проекции расчетной точки
остановки при нахождении ее за пределами длины ВПП и в пределах длины ВПП производилось разным цветом.
Составляющую вектора фактического ускорения, направленную противоположно посадочному курсу ВПП и соответствующую
торможению ЛА при пробеге, предлагается отображать таким образом, чтобы конец упомянутой составляющей при отображении
на индикаторе находился на одном горизонтальном уровне с проекцией на ось ВПП расчетной точки остановки ЛА. При этом составляющую вектора фактического торможения отображать сплошной
стрелкой, а составляющую вектора требуемого торможения – контурной стрелкой.
При торможении ЛА составляющую вектора фактического ускорения и проекцию расчетной точки остановки при отображении
предлагается окрашивать одинаковым цветом, изменяющимся при
выходе расчетной точки за пределы длины ВПП.
В случае внештатной ситуации составляющую вектора фактического ускорения, совпадающую по направлению с посадочным курсом ВПП и соответствующую разгону ЛА при пробеге, а также нулевую составляющую, отображаемую точкой и соответствующую
равномерному движению ЛА при пробеге, предлагается при отобра214
жении окрашивают тем же цветом, что и в случае выхода расчетной
точки остановки за пределы длины ВПП при торможении.
На индикаторе, после прохождения ЛА середины ВПП, предлагается отображать с заданным интервалом цифровое значение расстояния до конца ВПП.
При пробеге по ВПП предлагается формировать предупреждение о превышении допустимой величины бокового отклонения от
оси ВПП в линейных единицах, например, в виде речевого сообщения.
Подробно рассматриваемый способ описан в [41]. Последовательность действий предлагаемого способа представлена на рис. 5.10, а,
б и включает следующие основные действия:
– прием информации о параметрах динамического состояния
ЛА от его бортовых датчиков 1;
– выбор ВПП на основе аэронавигационной базы данных 2;
– контроль снижения ЛА до граничной высоты 3;
– при нахождении ЛА выше граничной высоты контролируют
выполнение условий оповещения и при их выполнении оповещают
о выборе ВПП 4; при этом контроле, помимо упомянутой граничной
высоты, вводят зону запрета формирования упомянутого оповещения по высоте, определяемую типом ЛА и обусловленную необходимостью формирования другими системами сообщения о достижении ЛА определенной высоты над ВПП (например, системой предупреждения о возможном столкновении ЛА с рельефом местности);
– в случае подтверждения выбора ВПП, действия полностью повторяются до момента снижения ЛА до граничной высоты над каждой выбранной ВПП, ниже которой не производится формирование
оповещения о выборе ВПП;
– при нахождении ЛА ниже граничной высоты контролируются условия оповещения об оставшемся расстоянии до конца ВПП
5 и, при их выполнении, формируется оповещение об упомянутом
оставшемся расстоянии в соответствии с заранее известным перечнем значений 6.
В предлагаемом методе вводятся новые, действия, выполняемые
как выше, так и ниже граничной высоты. При этом на рис. 5.10 новые действия отображены толстыми сплошными линиями, а действия, известные из [41], изображены толстыми пунктирными линиями. Следует заметить, что известные действия реализуются
в [41] только тогда, когда ЛА находится выше граничной высоты,
а в рассматриваемом методе – когда ЛА находится как выше, так и
ниже граничной высоты.
215
а)
Информация от бортовых датчиков
о параметрах динамического состоянии ЛА
1. Прием информации
7. Контроль наличия
сигнала «шасси обжато»
2. Выбор взлетнопосадочных полос
3. Контроль
снижения ЛА
до граничной
высоты
выше
Информация
от пилота
о назначенной
для посадки ВПП
Данные
о характеристиках
точности
8. Расчет заданной
бортовых
глиссады на
датчиков,
назначенную ВПП
о параметрах и
динамических
возможностях ЛА
ниже
9. Контроль
Диапазон
диапазона ошибки ошибки не
15. Определение
вычисления
в допуске зоны допустимых
отклонения от
отклонений
от оси
плоскости глиссады в
ВПП при пробеге в
угловых единицах
линейных единицах
Условия
выполнены
Диапазон
ошибки
в допуске
6. Формирование
оповещения
о расстоянии
до конца ВПП
19. Отображение на
лобовом стекле
расстояния до конца
ВПП
11. Идентичное
от отображение
отклонений на
приборной
панели и
лобовом стекле
в угловых
единицах
Сигнала нет
АВД
4. Оповещение
о выборе взлетно-посадочных полос
Условия
не
выполне5. Контроль
ны
условий оповещения о расстоянии
до конца ВПП
Сигнал есть
14. Отображение ВПП
на лобовом
стекле в
режиме
захода
на посадку
а
10. Определение
отклонений ЛА от
заданной глиссады
в угловых единицах
16. Определение
бокового отклонения ЛА от оси ВПП
при пробеге в
линейных единицах
б
12. Определение отклонений
ЛА от заданной глиссады
в линейных единицах
13. Идентичное
от отображение
отклонений на
приборной
панели и
лобовом стекле
в линейных
единицах
18. Отображение ВПП
на лобовом
стекле
в режиме
пробега
по ВПП
17. Идентичное
отображение
бокового отклонения на приборной панели и
лобовом стекле
в линейных
единицах
в
Рис. 5.10. а) Схема последовательности действий предлагаемого метода
216
Рассмотрим новые действия для реализации нового метода (см.
рис. 5.10). Вначале производят проверку наличия сигнала «шасси
обжато» (ЛА на земле) 7 и в случае отсутствия этого сигнала производят расчет заданной глиссады на назначенную взлетно-посадочную полосу 8.
Заданная глиссада лежит в вертикальной плоскости, проходящей через ось ВПП. Расчет заданной глиссады на назначенную ВПП
может быть произведен так же, как и в рассмотренном выше способе, на основании данных о высоте ЛА на определенном удалении от
каждой выбранной ВПП.
Данные о
характеристиках
точности бортов ых
датчиков, о
параметрах и
динамических
возможностях ЛА
АБД
Сигнал «шасси
обжато» есть
15. Определение зоны
допустимых отклонений
от оси ВПП при пробеге
в линейных единицах
20. Определение
проекций фактического
и требуемого ускорений
ЛА при пробеге
а
16. Определение бокового
отклонения ЛА от оси ВПП
при пробеге в линейных
единицах
22. Контроль наличия
торможения ЛА при
пробеге
Торможения
нет
б
25. Формирование
предупреждения
о недопустимых отклонениях ЛА от оси ВПП
17. Идентичное
отображение бокового
отклонения на приборной
панели и лобовом стекле
в линейных единицах
21. Отображение на
лобовом стекле
проекций фактического
и требуемого
ускорений ЛА
Торможение
есть
23. Определение проекции
на ось ВПП расчетной
точки остановки ЛА
24. Отображение
на лобовом стекле
проекции на ось ВПП
расчетной точки
остановки ЛА
в
Рис. 5.10. б) Схема последовательности действий предлагаемого метода
(продолжение)
217
Здесь рассматрим вариант расчета заданной глиссады посадки
на выбранную ВПП, используемый в спутниковых системах посадки (ССП) и основанный на использовании информации аэронавигационной базы данных о назначенной для посадки ВПП. Основное
преимущество состоит в использовании для каждой ВПП только
той глиссады, которая рекомендуется для нее в аэронавигационной базе данных, что обеспечивает сохранение стереотипа в наблюдении экипажем внешних ориентиров подстилающей поверхности
при выполнении посадки на конечном участке глиссады.
В ССП для сохранения преемственности характера отображения
посадочных сигналов, формируемых инструментальными системами (например, ILS), посадочные сигналы вычисляются пропорционально угловым отклонениям от плоскостей курса и глиссады.
Отображение отклонений на приборной панели, например, на
приборе навигационном плановом (ПНП), осуществляется таким образом, что положению ЛА соответствует центр экрана. При
этом отрицательные значения углового отклонения ЛА от плоскости курса (εк) и углового отклонения от плоскости глиссады (εг) отображаются смещением вертикальной (курсовой) и горизонтальной
(глиссадной) планок влево и вверх соответственно.
Представленное на рис. 5.11 стереометрическое построение поясняет для ССП способ расчета параметров глиссады и вычисления
угловых отклонений от плоскостей курса и глиссады, являющихся
аналогами угловых посадочных сигналов систем типа ILS.
Глиссада задана в неподвижной относительно Земли системе координат OXYZ с началом в центре Земли, ось X которой направлена
εк
z
εг
Глиссада
E
D
M
S
K
B
T
x
G
F
Конец ВПП
C
Ось ВПП
L
θ
Середина
порога ВПП
Рис. 5.11. К расчету заданной глиссады
и отклонений от нее в угловых и линейных единицах
218
y
в точку пересечения экватора и нулевого меридиана, ось Z направлена вдоль оси вращения Земли на Северный полюс, а ось Y дополняет систему до правой тройки векторов. Горизонтальная плоскость
FLS является касательной к земному эллипсоиду в опорной точке L.
Плоскость курса LFK, перпендикулярная горизонтальной плоскости FLS, проходит через ось ВПП. Наклонная, по отношению
к горизонтальной плоскости, плоскость глиссады BCM проходит через линию глиссады и перпендикулярна плоскости курса. Двугранный угол между плоскостью глиссады BCM и горизонтальной плоскостью FLS равен углу наклона глиссады θ.
На рис. 5.11 приняты следующие обозначения: F – точка, определяющая направление оси ВПП; G – точка отсчета угловых отклонений от плоскости курса; θ – угол наклона глиссады; L – точка середины порога ВПП; K – опорная точка, определяющая положение
глиссады; KL – опорная высота, определяющая положение глиссады; C – точка пересечения глиссады с горизонтальной плоскостью,
проходящей через точку середины порога ВПП; Е – точка, в которой
находится ЛА; εк – угловое отклонение ЛА от плоскости курса; εг–
угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады.
Как было показано в [66, 162] и как видно из рис. 5.11, угловое
отклонение ЛА от плоскости курса можно определить по формуле
ED
(5.1)
,
SG
где ЕD – расстояние от точки E(X, Y, Z), в которой находится ЛА,
до плоскости курса, SG – катет прямоугольного треугольника ESG
с прямым углом S.
Отрицательное значение углового отклонения от плоскости курса соответствует отклонению ЛА вправо по ходу движения, в соответствии с направлениями осей локальной системы координат
Lxyz, изображенной на рис. 5.11, начало которой находится в точке
L, направление оси x совпадает с посадочным курсом ВПП, ось z направлена вертикально вверх, а ось y дополняет систему до правой.
Угловое отклонение ЛА от плоскости глиссады определяется по
выражению [162]:
εê =
arcsin
εã =
arcsin
EM
, CD
(5.2)
где EM – расстояние от точки положения ЛА до плоскости глиссады; CD – катет прямоугольного треугольника с прямым углом D.
219
Отрицательное значение углового отклонения от плоскости
глиссады соответствует расположению ЛА ниже плоскости глиссады.
После расчета заданной глиссады производят (с учетом данных о
точности бортовых датчиков) контроль непревышения допустимого диапазона относительной ошибки вычисления отклонений от заданной глиссады в угловых единицах (см. 9 на рис. 5.10). В случае
нахождения упомянутого диапазона ошибки в допуске определяют,
как и в [41], текущие отклонения ЛА от заданной глиссады в угловых единицах (см. 10 на рис. 5.10) и производят отображение отклонений на индикаторе в угловых единицах (см. 11 на рис. 5.10). В случае нахождения упомянутого диапазона ошибки вне допуска определяют отклонения ЛА от заданной глиссады в линейных единицах
(см. 12 на рис. 5.10) и производят отображение упомянутых отклонений на индикаторе в линейных единицах (см. 13 на рис. 5.10). При
этом, в обоих упомянутых случаях ниже граничной высоты производят отображение ВПП на индикаторе в режиме захода на посадку
(см. 14 на рис. 5.10).
Вид индикации на конечном участке захода на посадку при
использовании угловых или линейных отклонений приведен на
рис. 5.12.
Проанализируем условия перехода от отображения на индикаторе угловых отклонений к отображению линейных отклонений от заданной глиссады.
Величина угловых отклонений ЛА от плоскостей курса и глиссады при одних и тех же линейных отклонениях увеличиваются по
мере приближения ЛА к точкам отсчета этих угловых отклонений.
Эти точки для ССП обычно располагаются в местах, соответствующих расположению курсовых и глиссадных радиомаяков инструментальных систем посадки типа ILS.
Следовательно, наличие постоянных среднеквадратических
ошибок (СКО) определения горизонтальных координат и высоты навигационной системой ЛА будет приводить к нарастанию СКО отклонений глиссадной и курсовой планок, точка пересечения которых отображает положение заданной глиссады относительно текущего положения ЛА. Переход от отображения угловых отклонений
от плоскостей курса и глиссады к отображению линейных отклонений от упомянутых плоскостей (далее – переход в режим отображения линейных отклонений) следует производить одновременно
из соображений удобства их использования пилотом при ручном
управлении или при выдаче в САУ ЛА.
220
ВПП
а)
Положение
глиссадной
планки при
отклонении ЛА
вниз от заданной
глиссады
Требуемое
положение ЛА
(на заданной глиссаде)
б)
Положение курсовой
планки при отсутствии
бокового отклонения
ЛА от заданной
глиссады
Положение ЛА
ВПП
Положение
глиссадной планки
при отклонении ЛА
вниз от заданной
глиссады
Требуемое
положение ЛА
(на заданной глиссаде)
в)
Положение курсовой
планки при отсутствии
бокового отклонения
ЛА от заданной
глиссады
Положение ЛА
ВПП
Положение
глиссадной планки
при отклонении ЛА
вниз от заданной
глиссады
Положение ЛА.
Положение курсовой
планки при отсутствии
бокового отклонения
ЛА от заданной
глиссады
Требуемое
положение ЛА
(на заданной глиссаде)
Рис. 5.12. Вид индикации при полете ЛА
на конечном участке захода на посадку:
а) без углового бокового отклонения и с угловым отклонением вниз
от заданной глиссады; б) без линейного бокового отклонения
и с линейным отклонением вниз от заданной глиссады;
в) с угловым отклонением влево и вниз от заданной глиссады
221
Для определения расстояния, на котором целесообразно переходить в режим отображения линейных отклонений от плоскостей
курса и глиссады, с учетом допустимого диапазона значений относительной ошибки вычисления углового отклонения ЛА от плоскости глиссады (далее ДДО), обусловленного ошибками ГНСС, было
выполнено статистическое моделирование. Применение статистическое моделирования было обусловлено тем, что аналитическое
выражение для ДДО имеет крайне сложный для анализа характер.
Моделирование проводилось в предположении постоянных ошибок измерений в ГНСС на моделируемом интервале времени. Ввиду
того, что точка отсчета угловых отклонений от плоскости курса находится дальше от порога ВПП, чем точка отсчета угловых отклонений от плоскости глиссады, определение расстояния, на котором
целесообразно переходить в режим отображения линейных отклонений, выполнено по результатам исследования поведения ДДО.
На рис. 5.13 представлены полученные в результате моделирования статистические зависимости значения ДДО (Δεг) от расстояния
до порога ВПП (ρ):
Δεг = f (ρ), (5.3)
Значение ДДО определялось в соответствии с выражением:
=
∆ε ã
2σε ã
εã _ max
⋅ 100%,
(5.5)
где σεг – СКО углового отклонения ЛА от плоскости глиссады, обусловленное ошибкой определения высоты ЛА, εг_max – половина диапазона отображения угловых отклонений ЛА от плоскости глиссады, используемого в штатных бортовых пилотажно-навигационных
приборах (ПНП).
Величина εг_max определяется как [18]:
εг_max = 0,25θ, (5.4)
где θ – угол наклона глиссады.
Результаты статистического моделирования, представленные
на рис. 5.13, получены для минимального (2°) и максимального (4°)
значений угла наклона глиссады θ, обычно используемом в инструментальных системах посадки типа ILS. При моделировании было
принято, что закон распределения погрешности измерения координат является нормальным и характеризуются величиной ошибки
измерения горизонтальных(0,5 м) и вертикальных (0,75 м) коорди222
ρ, км
3
2,5
2
θ=2°
1,5
1
0,5
θ=4°
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
∆е г, %
Рис. 5.13. Допустимые значения относительной
ошибки вычисления углового отклонения ЛА от плоскости глиссады
от расстояния до порога ВПП
нат (СКО), что соответствует дифференциальному режиму работы
ГНСС [55].
Для удобства использования в реальных бортовых устройствах,
результаты статистического моделирования, представленные на
рис. 5.13, были аппроксимированы с использованием метода наименьших квадратов [78] аналитической функцией вида:
r= a ⋅ e
b⋅∆ εã
d⋅∆ ε ã
+ c⋅e
,
(5.5)
где ρ – расстояние от ЛА до точки посадочного порога ВПП, Δεг – величина ДДО; a, b, c, d – коэффициенты, значения которых приведены в табл. 5.1.
Эмпирическая формула (5.5) позволяет определить расстояние,
на котором целесообразно переключаться в режим линейных отклонений от плоскостей курса и глиссады в зависимости от допустимого значения Δεг с учетом СКО определения координат навигационной системой ЛА и угла наклона глиссады, определяющего диаТаблица 5.1
Коэффициенты аппроксимирующей функции
a
b
c
d
θ = 2°
3,708
–0,116
9,845
–0,487
θ = 4°
7,279
–0,598
2,035
–0,121
223
ρ, км
1,5
1,3
1,1
0,9
0,7
0,5
2,0
2,2
2,4
2,6
2,8
3,0
3,2
3,4
3,6
3,8
4,0
θ, град
Рис. 5.14. Зависимость расстояния от ЛА до порога ВПП
от угла наклона глиссады для ДДО равного 10%
пазон шкалы, используемой для отображения угловых отклонений
ЛА от плоскости глиссады (см. 5.4).
При Δεг = 10% в дифференциальном режиме измерений ГНСС расстояние, на котором целесообразно переключаться в режим отображения линейных отклонений, лежит в диапазоне от 625 м до 1238 м
в зависимости от угла наклона глиссады, значение которого лежит
в диапазоне от 4 до 2 градусов соответственно (см. рис. 5.7).
Зависимость расстояния от ЛА до порога ВПП от угла наклона
глиссады для постоянного значения ДДО, равного 10%, при допустимом значении СКО определения координат в ГНСС приведена на
рис. 5.14.
Эта зависимость позволяет определить расстояние, на котором
целесообразно переключаться в режим отображения линейных отклонений от плоскостей курса и глиссады с учетом СКО определения координат навигационной системой ЛА и в зависимости от угла
наклона глиссады, от которого, в свою очередь, зависит диапазон
отображения угловых отклонений. Для аппроксимации зависимости, представленной на рис. 5.8 была использована функция вида:
r = a ⋅ ebθ + c ⋅ edθ , (5.6)
где ρ – расстояние от ЛА до порога ВПП; θ – угол наклона глиссады
от которого зависит диапазон отображения угловых отклонений; a,
b, c, d – коэффициенты, полученные с использованием метода наименьших квадратов. Расчетные значения коэффициентов приведены в табл. 5.2.
После переключения в режим отображения линейных отклонений отклонение от плоскости курса предлагается вычислять как
224
Таблица 5.2
Коэффициенты аппроксимирующей функции
Δε = 10%,
г
σH = 0,75 м
a
b
c
d
3,306
–0.767
0.574
–0.055
расстояние ED от ЛА до плоскости курса, а отклонение от плоскости глиссады – как расстояние EM от ЛА до плоскости глиссады
(рис. 5.11). Знаки линейных отклонений соответствуют знакам
угловых отклонений, а именно: положение ЛА ниже плоскости
глиссады и справа по направлению движения от плоскости курса
являются отрицательными.
В момент перехода к отображению линейных отклонений смена
шкалы осуществляется таким образом, чтобы глиссадная планка,
отклонение которой от центра экрана было пропорционально угловому отклонению, осталась на том же месте экрана. Это достигается
пересчетом масштаба отображения отклонений от плоскости глиссады по выражению:
zг max = BCmax∙tg |εг max|, (5.7)
где zг max – половина диапазона отображения линейных отклонений
ЛА от плоскости глиссады, BCmax – расстояние от точки С пересечения глиссады с осью ВПП до точки B, лежащей на глиссаде (значение zг max будет максимальным при расположении ЛА на глиссаде
на граничном расстоянии ρ до порога ВПП, рассчитанном по формуле (5.6), на момент перехода к отображению линейных отклонений);
εг max – половина диапазона отображения угловых отклонений ЛА
от плоскости глиссады, градусы.
Использование величины zг max, зависящей от угла наклона
глиссады θ в качестве половины шкалы ПНП для отображения
линейного отклонения ЛА от плоскости глиссады приводит к зависимости масштаба отображения от величины θ. В табл. 5.3 приведены различные значения диапазонов отображения линейного
отклонения по высоте для разных значений возможного угла наклона глиссады.
Таблица 5.3
Диапазоны отображения линейного отклонения
zmax, м
θ = 2° (ρ = 1238 м)
θ = 3° (ρ = 826 м)
θ = 4° (ρ = 625 м)
15
15
15
225
Как видно из табл. 5.3, масштабы отображения линейного отклонения ЛА от заданной глиссады по высоте для разных значений возможного угла наклона глиссады примерно одинаковы, поэтому целесообразно отображать линейные отклонения от глиссады с углом
наклона от 2-х до 4-х градусов, характерным для большинства ЛА,
в едином масштабе ±15 м.
Половина диапазона отображения линейных отклонений ЛА от
плоскости курса вычисляется из условия неподвижности курсовой
планки на момент перехода в режим отображения линейных отклонений по выражению:
ymax = GTmax tg |εк max|, (5.8)
где GTmax – расстояние от точки G отсчета угловых отклонений от
плоскости курса до точки T (расстояние GT будет максимальным
при GT = GS = GTmax, когда ЛА находится на глиссаде на граничном расстоянии ρ до порога ВПП, рассчитанном по формуле (5.6),
в момент перехода в режим отображения линейных отклонений); εк
max – половина диапазона отображения угловых отклонений ЛА от
плоскости курса.
Половина диапазона отображения угловых отклонений ЛА от
плоскости курса определяется по выражению [67]:
C 
εê_max = arctg  w ,
 LG  (5.9)
где Cw – ширина курса; LG – вычисляется как расстояние от точки
порога ВПП L(XL, YL, ZL) до точки отсчета углов курса G(XG, YG, ZG)
аналога точки расположения курсового маяка в системе ILS.
Таким образом,
ymax= GTmax tg | εê max | =
GTmax ⋅ Cw
.
LG
(5.10)
Использование величины ymax, зависящей от расположения точки отсчета угловых отклонений от плоскости курса G, а следовательно, и от длины ВПП, в качестве половины шкалы для отображения
линейного отклонения ЛА от плоскости курса приводит к зависимости масштаба отображения от величины LG (9). В табл. 5.4 приведены соотношения масштабов отображения линейного бокового
отклонения, обеспечивающих неподвижность курсовой планки на
момент перехода в режим отображения линейных отклонений для
226
Таблица 5.4
Соотношения масштабов линейного и бокового отклонений
y max , м
θ = 2 (ρ = 1238 м)
θ = 3 (ρ = 826.1 м)
θ = 4 (ρ = 625 м)
LВПП = 500
LВПП = 5405
330
137
255
126
218
121
минимальной и максимальной длин ВПП, имеющихся в аэронавигационной базе данных.
Из табл. 5.4 видно, что масштабы отображения бокового линейного отклонения ЛА от заданной глиссады для различных значений
возможной длины отрезка LG существенно различаются. Учитывая, что для управления удобно использовать единый масштаб отображения линейного бокового отклонения, не зависящий от длины
ВПП, предлагается для отображения линейного бокового отклонения всегда использовать единый диапазон ±30 м, соответствующий
максимальной ширине ВПП для большинства аэродромов. При
этом, в момент перехода в режим отображения линейного отклонения курсовой планкой прибора, отображающей угловое отклонение
от плоскости курса, положение курсовой планки в общем случае
резко изменится, но при этом курсовая планка останется с той же
стороны относительно вертикальной оси симметрии экрана, проходящей через центр экрана, соответствующий отображению положения ЛА, т. е. знак бокового линейного отклонения ЛА от плоскости курса будет таким же, как знак углового отклонения ЛА от этой
плоскости.
После приземления ЛА, т. е. при наличии сигнала «шасси обжато», используя данные о динамических возможностях ЛА и характеристиках точности бортовых датчиков, в рассматриваемом методе производится определение зоны допустимых отклонений от оси
ВПП при пробеге в линейных единицах 15, определение упомянутых отклонений 16 и отображение бокового отклонения на индикаторе в линейных единицах 17 и отображение ВПП на индикаторе
в режиме пробега по ВПП 18 (см. рис. 5.10).
На индикаторе также отображаются значения расстояния до
конца ВПП. Отображаемые значения расстояния соответствуют перечню значений, о которых производят речевое оповещение в [67],
причем продолжительность индикации значений расстояния соответствует продолжительности речевого оповещения о них. Подобная мера направлена на повышение надежности информирования
экипажа о расстоянии до конца ВПП и может оказаться единствен227
а)
Достаточное
торможение
Фактическое
торможение
Положение ЛА, совпадающее с требуемым его
положением (на оси ВПП)
Проекция на ось ВПП
расчетной точки
остановки ЛА
Расстояние
до конца ВПП
ВПП
1500 м
Положение подвижной курсовой
планки при отсутствии
отклонения ЛА от оси ВПП
Неподвижные
планки
б)
Проекция на ось ВПП
расчетной точки
остановки ЛА
Достаточное
торможение
Фактическое
торможение
Положение
ЛА
Требуемое
положение ЛА
(на оси ВПП)
ВПП
2000 м
Неподвижные
планки
в)
Расстояние
до конца ВПП
Положение подвижной курсовой планки
при отклонении ЛА влево от оси ВПП
Разгон при пробеге
(внештатная ситуация)
Достаточное
торможение
ВПП
Положение ЛА
Требуемое
положение ЛА
(на оси ВПП)
2000 м
Неподвижные
планки
Расстояние до конца
ВПП
Положение подвижной курсовой
планки при отклонении ЛА
влево от оси ВПП
Рис. 5.15. Вид индикации при пробеге ЛА по ВПП: а) с достаточным по
величине торможением и нулевым линейным боковым отклонением от
оси ВПП; б) с недостаточным по величине торможением и линейным
отклонением влево от оси ВПП; в) с разгоном и линейным отклонением
влево от оси ВПП
228
ным источником упомянутой информации в случае неполадок в системе бортового речевого информатора.
После определения зоны допустимых отклонений от оси ВПП
(см. 15 на рис. 5.10) производят определение проекций на ось ВПП
векторов фактического и требуемого ускорения ЛА при пробеге 20
и отображение упомянутых проекций векторов на индикаторе 21
(см. рис. 5.15). Одновременно с определением упомянутых проекций
векторов, производят анализ направления и величины проекции
фактического ускорения ЛА на ось ВПП при пробеге 22 и, в случае
наличия торможения, производят определение проекции расчетной
точки остановки ЛА на ось ВПП 23 и отображение на индикаторе
упомянутой проекции расчетной точки остановки ЛА 24.
После определения линейного бокового отклонения ЛА от оси
ВПП при пробеге с учетом определенной ранее зоны допустимых отклонений от оси ВПП при пробеге при выполнении соответствующих условий соотношения величины линейного бокового отклонения и скорости его изменения (см. рис. 5.16) производят формирование предупреждения о недопустимых отклонениях ЛА от оси ВПП.
Предложенный выше метод позволяет повысить информированность пилота о положении ЛА.
По виду на рис. 5.12 можно получить информацию о расположении ЛА выше или ниже заданной глиссады и об отклонении ЛА от
заданной глиссады. Положение ЛА отражается неподвижным символом в центре экрана 26. Вертикальное смещение ЛА выше или
ниже заданной глиссады отражается положением глиссадной планки 27, а боковое смещение ЛА в правую или левую стороны от заданной глиссады отражается положением курсовой планки 28. При
этом перекрестие планок (точка их пересечения) отражает на картине положение заданной глиссады. На участке посадки на ВПП 29
ниже граничной высоты и до момента обжатия шасси индикация
отклонений ЛА от заданной глиссады производится идентично индикации этих же отклонений на приборной панели, что упрощает
задачу попеременного использования летчиком различных индикаторов.
Замена, на определенном удалении от порога ВПП, индикации
отклонений от заданной глиссады в угловых единицах индикацией
этих же отклонений в линейных единицах, а также их определение
с использованием точных измерений координат ЛА и аэронавигационной базы данных, позволяет продлить информативную полезность упомянутых отклонений для управления ЛА вплоть до момента окончания его пробега по ВПП до расчетной точки остановки.
229
Значение ЛБО, превышение
которого соответствует
выкатыванию шасси за пределы
левой границыВПП
Зона А
«Слева, смещение
вправо»
Зона Ж «Смещение
вправо»
Зона Б«Слева»
y, м
Зона В
«Слева,
смещение влево»
Зона З «Смещение
влево»
Зона Г
«Справа,
смещение
вправо»
Зона Д «Справа»
Vy, м/c
Принятые обозначения:
ЛБО – линейное боковое отклонение ЛА от оси
ВПП (отклонение по оси улокальной системы
координат), Vy – скорость изменения ЛБО
Зона Е
«Справа,
смещение
влево»
Значение ЛБО, превышение
которого соответствует
выкатыванию шасси за
пределы правой границы ВПП
Рис. 5.16. Зоны срабатывания предупреждающей сигнализации
о недопустимой величине линейного бокового отклонения от оси ВПП
при пробеге в системе координат: линейное боковое отклонение –
скорость изменения линейного бокового отклонения
Отображение на индикаторе в соответствии с рис. 5.15 информируют:
– о величине бокового отклонения ЛА от оси ВПП при пробеге
после обжатия шасси;
– о соотношении величин проекций векторов требуемого и фактического торможений ЛА вдоль оси ВПП; при этом проекция вектора требуемого торможения отображается неокрашенной стрелкой, направленной вниз, длина которой выбирается так, чтобы горизонтальная линия, проведенная через конец вектора упомянутой
проекции, пересекала изображение ВПП на лобовом стекле вблизи отображаемого конца ВПП, а проекция вектора фактического
торможения отображается: а) синей стрелкой, направленной вниз,
если фактическое торможение вдоль оси ВПП не меньше требуемого; б) красной стрелкой, направленной вниз, если фактическое тор230
можение вдоль оси ВПП меньше требуемого и имеется угроза выкатывания ЛА за пределы длины ВПП; в) красной стрелкой, направленной вверх, если ЛА не тормозится, а разгоняется при движении
по ВПП (в случае нештатной ситуации на борту) и расчетная точка
остановки не отображается (см. рис. 5.15); г) никак не отображается, если ЛА движется по ВПП с постоянной скоростью (расчетная
точка остановки в этом случае также не отображается);
– о расположении проекции расчетной точки остановки ЛА на
ось ВПП, при этом один из используемых цветов упомянутой точки (например, синий) должен означать отсутствие угрозы выкатывания ЛА за пределы длины ВПП, а другой цвет (например, красный) – наличие подобной угрозы.
Заметим, что проекция расчетной точки остановки ЛА на ось
ВПП, располагающаяся за пределами длины ВПП, всегда окрашивается в цвет, обозначающий угрозу выкатывания ЛА за пределы
ВПП, например, в красный (см. рис. 5.15, б), а проекция расчетной
точки остановки ЛА, располагающаяся в пределах длины ВПП,
всегда окрашивается в цвет, означающий отсутствие угрозы выкатывания за пределы ВПП, например, в синий (см. рис. 5.15, а), даже
если при этом существует опасность выкатывания за пределы ширины ВПП. Опасность выкатывания ЛА за пределы ширины ВПП
летчику предлагается оценивать по характеру перемещения курсовой планки положения ЛА относительно оси ВПП, индицируемой
при пробеге по ВПП на лобовом стекле и приборной панели, а также
по формируемой предупреждающей сигнализации о недопустимом
смещении ЛА от оси ВПП при пробеге (см. рис. 5.16).
Рис. 5.16 иллюстрирует условия формирования предупреждающей сигнализации о недопустимом линейном боковом отклонении
от оси ВПП при пробеге. Нижние границы срабатывания сигнализации зон А, Б, В, Ж, З и верхние границы срабатывания сигнализации зон Г, Д, Е, Ж, З имеют наклон, т. к., если ЛА смещается
с увеличением линейного бокового отклонения, то, чем больше абсолютная величина составляющей скорости увеличения бокового
отклонения ЛА (Vy), тем при меньшей величине линейного бокового отклонения срабатывает сигнализация, предупреждающая о недопустимой величине линейного бокового отклонения, а если ЛА
смещается с уменьшением линейного бокового отклонения, то, чем
больше абсолютная величина составляющей скорости увеличения
бокового отклонения ЛА (Vy), тем при большей величине линейного бокового отклонения срабатывает сигнализация, предупреждающая о недопустимой величине линейного бокового отклонения.
231
Зоны Б и Д имеют наклонные боковые границы и несимметричны
относительно оси y. Наклон границ зон Б и Д обусловлен тем, что
с ростом абсолютной величины линейного бокового отклонения допустимая величина скорости бокового смещения всегда уменьшается, а несимметричность зон Б и Д относительно оси y обусловлена
тем, что при смещении ЛА с увеличением линейного боковое отклонения, допустима меньшая скорость смещения, чем при смещении
ЛА, приводящем к уменьшению линейного бокового отклонения.
Положение границ зон срабатывания зависит также от параметров
ЛА, его динамических возможностей и характеристик точности
бортовых датчиков.
Сигнализация о недопустимом боковом отклонении ЛА от оси
ВПП и отображение на индикаторе проекций на ось ВПП векторов
фактического и требуемого торможений, а также проекции расчетной точки остановки помогут пилоту вовремя оценить параметры
движения ЛА при пробеге и, при необходимости, своевременно внести коррективы в управление, требуемые для завершения пробега
ЛА в пределах ВПП.
Таким образом, предложенный метод позволяет повысить безопасность посадки ЛА, включая пробег по ВПП, путем:
– своевременного перехода от отображения угловых отклонений
ЛА от плоскостей курса и глиссады к отображению линейных отклонений от упомянутых плоскостей;
– отображения на индикаторах в идентичных геометрических
ориентирах отклонений ЛА от заданной глиссады до момента обжатия шасси и отклонений от оси ВПП при пробеге;
– формирования предупреждения о недопустимом боковом отклонении от оси ВПП при пробеге;
– отображения на индикаторе озвучиваемых значений оставшегося до конца ВПП расстояния;
– отображения параллельных оси ВПП проекций векторов требуемого и фактического торможения;
– отображения проекции на ось ВПП расчетной точки остановки ЛА.
Проведем оценку влияния предложенного способа на безопасность полета, используя коэффициенты, определенные в п.1.6 настоящей работы. В качестве исходного уровня будем рассматривать
инструментальную ССП, в которой не используются линейные отклонения от посадочной траектории и не используется индикация
об отклонении от оси ВПП при пробеге.
Для оценки предложенного выше способа используем введенные
в п.1.6 коэффициенты: KА, KН, KЭ, KК.
232
Рассмотрим коэффициент непрерывности KН. Как отмечалось
выше, переход на использование линейных отклонений позволяет
обеспечить пилота информацией об отклонениях от посадочной траектории с точностью, соответствующей точности ГНСС в дифференциальном режиме. Точность определения угловых отклонений от
глиссады на расстояниях менее 1 км от порога ВПП может уже оказаться недостаточной для удовлетворения соответствующих требований. Переход на линейную шкалу позволяет сохранить индикацию отклонений с достаточной для выполнения посадки и пробега
по ВПП точностью. При движении со скоростью 75 м/с последние
13 с полета до приземления и еще около 30 с пробега по ВПП пилот сможет получать инструментальную информацию об отклонении от заданной траектории. Таким образом, если принять за среднее время захода на посадку 150 с, то использование предложенного
способа позволит увеличить время непрерывного получения посадочной информации со 150–30–13 = 107 с до 150 с. Тогда, получаем
KН = 150/107≈1,4.
Рассмотрим коэффициент эргономичности KЭ и оценим время,
которое затратит пилот на оценку текущей ситуации при использовании предложенного способа. Как известно [24], время на переключение внимания достигает 3 с, анализ закабинного пространства может потребовать до 10 с, а принятие решения о характере
необходимых действий составляет от 5 до 20 с. Наличие инструментальной индикации на этапе захода на посадку, при посадке и пробеге по ВПП при использовании рассмотренного способа не требует
переключения внимания и длительного анализа закабинного пространства, а также предоставляет пилоту информацию о характере движения по ВПП, реальном характере выполнения торможения и прогнозе точки остановки. Учитывая что вся длительность
этапа посадки и пробега составляет около 43 с (см. выше), получаем
KЭ = 43/(3+10+5) ≈ 2,4.
Коэффициент комплексированности KК оценим следующим образом. Предложенный выше способ наиболее целесообразно использовать при наличии на борту ЛА одновременно ССП и СПС, так
как именно последняя содержит аэронавигационные базы данных
со всеми характеристиками ВПП, а также искусственных препятствий в районе аэродрома, летно-техническими характеристиками
ЛА и т. п., а в ССП имеются точные координаты ЛА. Тогда, KК = KН
KЭ ≈ 1,4·2,4 = 3,4.
Учитывая тот факт, что при разработке предложенного метода
зоны срабатывания предупреждающей сигнализации о недопусти233
мой величине линейного бокового отклонения от оси ВПП при пробеге введены впервые, а так же впервые предложен вид индикации
с прогнозом точки остановки, коэффициент относительного снижения аварийности KА может быть оценен большим числом, которое
соответствует существенным значениям этого коэффициента, полученным в настоящей работе. Можно принять, что KА = 5 для случая
движения ЛА по ВПП.
Таким образом, рассмотренный выше метод оповещения о положении ЛА при посадке и движении после приземления позволяет
значительно повысить безопасность полета благодаря предоставлению экипажу дополнительной информации о текущем состоянии и
прогнозе положения ЛА. Следует также заметить, что проведенные
оценки не учитывают возможные ошибочные действия пилота при
отсутствии информации, формирование которой обеспечивается
при использовании предложенного способа.
Перейдем теперь к анализу повышения безопасности полетов
при использовании интегрированных систем, который, по сути, будет представлять собой систематизацию и обобщение в предыдущих трех разделах результатов.
5.5. Оценка уровня повышения безопасности и эффективности полетов при использовании интегрированных систем
Проведем обобщенную количественную экспертную оценку
определенных в п. 1.6 коэффициентов, характеризующих относительное повышение безопасности полетов при использовании комплексной системы, построенной на основе ССП и СПС.
Рассмотрим коэффициент относительного повышения точности
определения навигационных параметров KТ. Использование скорректированных координат в ССП позволяет снизить погрешность
определения отклонения ЛА от посадочной глиссады до величины
порядка 1 м (с вероятностью 95%). В инструментальных системах
посадки I категории типа ILS эта погрешность составляет [18] не более 10 м в районе точки на высоте принятия решения о выполнении
посадки или ухода на второй круг. Тогда, учитывая реальную точность ССП, можно оценить KТ≈10/1 = 10. Так как в соответствии с общими требованиями к ССП категории I требования ниже реальной
точности определения координат в дифференциальном режиме (см.
Прил. 1), то в рамках минимальных требований можно оценить значение KТ для канала глиссады величиной KТ≈4/1 = 4, а для канала
курса KТ≈16/1 = 16.
234
Предупреждающая аварийная сигнализация в СПС в режиме
«чрезмерного отклонения от глиссады» начинает выдаваться при
отклонениях 0,05 РГМ (что соответствует ≈10 м в районе точки высоты принятия решения). Даже при допустимой величине линейной погрешности 4 м определения отклонения от глиссады в ССП,
можно оценить коэффициент повышения эргатичности KЭ, как отношение вероятности ложной сигнализации с и без использования
данных от ССП в СПС: KЭ ≈ 4/1 = 4, т. е. количество ложных предупреждений уменьшится в четыре раза.
Использование скорректированных данных от ССП, которые
могут быть использованы в СПС при полетах ЛА в зоне действия
ЛККС позволяет повысить безопасность полетов путем уточнения
как параметров, используемых для формирования предупреждающей и аварийной сигнализации в базовых режимах СПС, так и
при использовании режимов раннего предупреждения или уведомления.
Для определенности примем, что в СПС используются координаты и скорости от ССП, которые характеризуются практически постоянными погрешностями 1 м и 0,03 м/с (с вероятностью 0,95).
Тогда, если использовать данные о вертикальной скорости в режиме 1 (чрезмерная скорость снижения) СПС от ССП, вместо данных вариометров, имеющих ошибку порядка 0,5…1,0 м/с при малых скоростях снижения и 2…5 м/с при больших скоростях снижения [163, 164], получим при заходе на посадку на высотах менее
100 м уменьшение ложной сигнализации пропорционально ошибке
измерения скорости. Минимальное значение коэффициента эргономичности составит KЭ≈0,5/0,03 = 17,7.
Если в режиме 2 (чрезмерная корости приближения к земле)
в СПС вместе (или вместо) с барометрической высотой, определяемой с погрешностью порядка 10 м [163, 164], использовать высоту от
СПС с погрешностью 1 м, то экспертная оценка дает минимальное
значение коэффициента эргономичности KЭ≈10/1 = 10,0.
Для режима 7 (раннего предупреждения)в СПС можно оценить
значение коэффициента снижения аварийности КА как отношения
объемов защитного пространства ЛА, построенного по данным от
ГНСС, работающей в стандартном и дифференциальном режимах.
Это отношение пропорционально отношению произведений погрешностей соответственно горизонтальных координат, высоты и путевой скорости. Тогда, при заходе на посадку со скоростью W = 75 м/с
можно оценить изменение объема защитного пространства простирающегося на интервал времени ∆t = 60 с. перед ЛА и имеющим ми235
нимально допустимую высоту пролета над препятствием Hмд = 30 м
(см. п. 1.4) следующим образом:
KА = (((W+∆Wс)·∆t+∆Xс)·(Hмд–∆Hc))/(((W+∆Wд)·∆t+∆Xд)×
×(Hмд–∆Hд)) = = (((75+0,3)·60+13)·(30+22))/(((75+0,03)·60+1)·(30+1)) ≈ 1,7,
где ∆Wс, ∆Xс, ∆Hc, ∆Wд, ∆Xд, ∆Hд – погрешности определения путевой скорости, горизонтальных координат и высоты соответственно
в стандартном и дифференциальном (в ССП) режамах.
Для режима 8 (преждевременное снижение) в СПС можно оценить коэффициент аварийности как отношение погрешностей определения высоты при использовании традиционных барометрических измерений и при использовании точных значений от ССП. Тогда,
KА = ∆HБВ /∆Hд≈10 м/1 м = 10,0,
где ∆HБВ – погрешность барометрических высотомеров.
В табл. 5.5 сведены расчетные экспертные значения коэффициентов относительного повышения безопасности полета при использовании данных от ССП в СПС и при использовании данных от СПС
в ССП.
Таблица 5.5
Расчетные значения коэффициентов относительного повышения безопасности полета
KТ
KА
KЭ
KН
KК
Режим СПС
Режим 1
17,7
Режим 2
10,0
Режим 5
4,0
4,0
Режим 7
1,7
Режим 8
10,0
Режим ССП
Выбор ВПП, индикация отклонения
от глиссады и от заданной точки
посадки
6,7
2,4
1,4
2,0
Информация при движении по ВПП
5,0
2,4
1,4
3,4
236
Анализ полученных результатов показывает, что комплексное
использование систем дает дополнительные преимущества как
в случае отказа одной из систем, так и при использовании данных
от одной системы для поддержки функций другой.
В следующем разделе будут рассмотрены рекомендации по практическому применению предложенных технических решений при
реализации комплексного подхода при совместном использовании
ССП и СПС, а также результаты летных испытаний и эксплуатации
таких систем.
Выводы
В настоящей главе представлены методы комплексного использования систем спутниковой посадки (ССП) и систем предупреждения столкновения ЛА с подстилающей поверхностью (СПС), базирующиеся на взаимодополняющих функциональных элементах этих
систем. Это расширяет технические возможности как ССП, так и
СПС и, в конечном итоге, повышает безопасность полетов.
Повышение безопасности полета на основе метода комплексного
использования функциональных элементов ССП для расширения
возможностей СПС состоит в использовании высокоточной и надежной навигационной информации ССП при реализации режимов 1,
2, 5, 7 и 8 в СПС. Применение разработанного метода характеризуется коэффициентом повышения точности KТ = 4,0 (для режима 5),
коэффициентом снижения аварийности: KА = 1,7 (для режима 7) и
KА = 10,0 (для режима 8); коэффициентами повышения эргатичности: KЭ = 17,7 (для режима 1), KЭ = 10,0 (для режима 2), KЭ = 4,0 (для
режима 5).
Повышение безопасности полета при заходе на посадку на основе метода комплексного использования функциональных элементов СПС для расширения возможностей ССП включает предотвращения посадки ЛА на несанкционированную взлетно-посадочную
полосу (ВПП) путем расчета виртуальной глиссады, определения
и отображения отклонений от нее ЛА, а также расчета отклонения
от прогнозируемой точки посадки. Применение разработанного метода характеризуется коэффициентом снижения вероятности авиационных происшествий KА = 6,7; коэффициентом эргатичности
KЭ = 2,4; коэффициентом непрерывности KН = 1,4 и коэффициентом
комплексированности KК = 2,0.
Для повышения безопасности при движении после приземления, разработан комплексный метод, отличающиеся тем, что после
237
приземления вычисляют отклонения ЛА от оси ВПП и отображают
его в графической форме подобной отклонению от глиссады при заходе на посадку, а также рассчитывают и отображают вектора фактического и требуемого ускорений и расчетной точки остановки.
Применение разработанного метода характеризуется коэффициентом снижения аварийности KА = 5,0; коэффициентом эргатичности
KЭ = 2,4; коэффициентом непрерывности KН = 1,4 и коэффициентом
комплексированности KК = 3,4.
238
6. РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ПРИМЕНЕНИЮ ПРЕДЛОЖЕННЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ В СИСТЕМАХ СПУТНИКОВОЙ ПОСАДКИ И СИСТЕМАХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СТОЛКНОВЕНИЙ С ЗЕМЛЕЙ
В настоящей главе рассмотрены принципы построения авиационных бортовых навигационно-информационных систем, использующих технологии ГНСС, их функции и технические характеристики на примерах конкретных образцов аппаратуры.
Выработанные рекомендации имеют своей целью повышение
безопасности полетов ЛА и направлены на ускоренное внедрение
основных принципов развития авиационного оборудования, закрепленных в нормативных и рекомендательных документах Международной организации гражданской авиации (ИКАО) и других региональных и государственных авиационных организаций. Более
подробно представленные рекомендации описаны в [92, 155, 156,
162, 166–168].
В качестве примеров авиационной аппаратуры, использующей
технологий ГНСС и комплексного использования функциональных модулей взаимодополняющих систем, представлены три вида
разработанных, сертифицированных и производимых в России
изделий, выполняющих функции систем спутниковой посадки
(ССП) и предупреждения столкновения ЛА с землей (СПС) [67, 174,
175].
Бортовые навигационно-посадочные комплексы (БНПК), построенные с использованием этих изделий, обеспечивают решение
задач навигации и посадки ЛА при полетах в соответствии с современными принципами зональной навигации (RNAV) и навигации,
основанной на характеристиках (PBN) [53].
При разработке и практическом внедрении в эксплуатацию
описанных ниже изделий были использованы и внедрены представленных в настоящей работе методы, способы и устройства,
обеспечивающих повышение безопасности полетов [95–100, 134–
138].
За последние 10 лет ни с одним из ЛА, оборудованных изделиями, в которых в той или иной степени реализованы разработанные
в настоящей работе методы, способами и устройства, не произошло
авиационных происшествий.
239
6.1. Принципы построения и конструктивные особенности бортового оборудования для повышения эффективности и безопасности полетов
Как отмечено в [176], в настоящее время выделяется три главных направления, существенным образом влияющих на процессы
развития новых технологий в бортовой авионике.
Первое направление связано с внедрением достижений микроэлектроники и вычислительной техники. Современная микроэлектроника дает возможность осуществлять практически любые схемотехнические решения, а вычислительные ресурсы позволяют реализовать современные методы оптимальной обработки сигналов и
данных, в том числе на основе комплексирования различных бортовых датчиков и систем.
Второе направление развития новых технологий связано с усовершенствованием традиционных и созданием новых систем, дополняющих и расширяющих возможности друг друга. Новое направление развития авионики в гражданской авиации определено
концепцией CNS/ATM (связь, навигация, наблюдение/управление
воздушным движением), разработанной и реализуемой ИКАО.
Ядром концепции и систем CNS/ATM является ГНСС, стандартизованная ИКАО и поддерживаемая военными ведомствами США и
России. Для наиболее эффективного использования гражданской
авиации ИКАО и ARINC разработали концепцию зональной навигации (RNAV) и требуемых навигационных характеристик (RNP),
которые в последние годы переросли в концепцию навигации, основанной на характеристиках (PBN) [35]. В основе всех этих концепций лежат требования к точности, целостности, непрерывности обслуживания и готовности, которые в настоящее время обеспечиваются путем созданием систем функциональных дополнений ГНСС,
о которых говорилось ранее в главе 2.
Наконец, третьим главным направлением развития технологий
в авиации является создание новых принципов организации и взаимодействия различных систем. Здесь подразумевается применение
многофункционального интегрированного бортового оборудования:
вычислительных и радиоэлектронных средств, средств передачи и
отображения информации. Тенденция к интеграции является одной из фундаментальных в современной авионике. Преследуя цель
комплексного решения задач навигации, посадки, радиоэлектронной борьбы и управления оружием, в ряде ведущих стран мира
были проведены многочисленные исследования по программам раз240
вития авионики. Оценивая авионику как единую техническую область обеспечения воздушной навигации, в качестве основного направления ее совершенствования всегда определяется интеграция
различных средств и подсистем. В настоящее время процесс интеграции авионики продолжается и расширяется.
Как отмечалось в [176], четкие представления о функциональных задачах, принципах организации и функционирования интегрированного бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО)
практически отсутствуют.
Попытаемся с единых методологических позиций, базирующихся на использовании технологий ГНСС, рассмотреть построение интегрированной системы (БРЭО) на основе бортового оборудования
системы спутниковой посадки (ССП) и системы предупреждения
столкновения ЛА с землей (СПС).
На рис. 6.1 в обобщенном виде представлена современная технология построения любых систем авионики.
В основе рассматриваемой интеграции лежит несколько предпосылок технического характера. Интеграция существенно различаНовые
авиационные
технологии
Микроэлектроника
и вычислительная
техника
Новые авиационные системы
Авиационные
системы
Многофункциональность
Мультисистемность
Интегрированность
Многоканальность
Новые принципы
организации и
взаимодействия
Повышение
безопасности
полетов
Параллельная работа и
резервирование
Контролепригодность и
контролеспособность
Рис. 6.1. Технология построения бортовых систем авионики
для повышения безопасности полетов
241
ющихся по функциональным задачам систем, позволяет наиболее
ярко продемонстрировать ее основные преимущества.
Многофункциональность. Свойство многофункциональности характерно для развития всех технических систем как промышленного, так и бытового применения. Это свойство в настоящее время
присуще большинству технических устройств. Даже такое утилитарное устройство как телефон, в последние годы превратилось
в многофункциональный комплекс, выполняющий широчайший
класс задач, начиная от фотокамеры и кончая навигационной системой.
Свойство многофункциональности на всех этапах развития технических систем позволяло обеспечить как повышение эффективности решения конкретных задач, для которых собственно и создавалось устройство, так и повысить его конкурентоспособность.
В настоящее время в структуре БРЭО используется множество
многофункциональных устройств. Среди них: многофункциональные индикаторы и бортовые вычислительные системы, навигационно-посадочные комплексы и многофункциональные системы связи, системы предупреждения столкновений ЛА в воздухе и с землей
и др.
Процесс дальнейшей интеграции многофункциональных систем
продолжается и уже появляются образцы бортовой авионики, которые способны в одном относительно небольшом блоке аппаратуры решить задачи целого бортового радиоэлектронного комплекса,
которые еще пару десятков лет назад решались в десятках изделий,
составляющих комплекс БРЭО, весящий десятки и сотни килограммов.
Мультисистемность. Свойство мультисистемности особенно
ярко проявляется в настоящее время при использовании технологий ГНСС. Всего несколько лет назад единственной глобальной навигационной системой, широко известной во всем мире, была GPS,
а сегодня уже никого не удивляют мультисистемные приемоизмерители ГЛОНАСС/GPS, которые обладают существенно более высокими потребительскими характеристиками.
Для авиационных потребителей к таким характеристикам мультисистемных изделий прежде всего относятся: повышенная помехоустойчивость (благодаря различным частотным и спектральным
свойствам сигналов ГЛОНАСС и GPS), повышенная надежность работы (пропадает зависимость от системных сбоев в одной системе),
высокая целостность навигационной информации (за счет двукратного увеличения количества источников навигационных данных).
242
Более того, многие современные навигационные приемники ГНСС готовы к использованию сигналов европейской системы
Galileo, а в дальнейшем и китайской – Beiudoy, японской – QZSS,
индийской – IRNSS и др.
Интегрированность. Свойство интегрированности в авиационных бортовых системах наиболее ярко проявляется при взгляде на
кабину пилотов современных авиалайнеров. Там уже нет россыпи
сотен приборов, кнопок и переключателей. Их заменяет несколько бортовых многофункциональных дисплеев, на которых отображается вся необходимая навигационно-пилотажная информация,
а многие дисплеи уже сегодня поддерживают функции сенсорного
управления, что позволяет избавиться от множества механических
кнопок и переключателей.
На одном и том же экране отображается и пилотажная информация, и синтезированные аэронавигационные данные, и информация от телевизионных систем, тепловизоров, радиолокаторов и др.
Аналогичная ситуация наблюдается и при построении приемопередающих устройств. В одном и том же приемнике в настоящее
время может осуществляться выделение из радиотехнических сигналов навигационных данных путем цифровой обработки, разделения и фильтрации. А отсюда вытекает следующий логический
шаг – интегрированная многодиапазонная антенна, которая заменяет целую антенно-фидерную систему, обычно существенно усложняющая конструкцию ЛА и его эксплуатацию в целом.
Многоканальность. Свойство многоканальности в наибольшей
степени присуще именно аппаратуре, в которой используются технологии ГНСС. Действительно, сейчас уже тяжело себе представить,
что еще несколько лет назад использовались одноканальные приемники ГНСС, в которых необходимые данные от нескольких НКА
получались путем мультиплексирования, т. е. поочередного приема
сигналов от нескольких НКА (обычно от четырех, обеспечивающих
лучший геометрический фактор). Это, безусловно, приводило к дополнительным навигационным ошибкам и не способствовало повышению надежности авиационной аппаратуры, которая крайне важна для безопасности полетов.
В настоящее время уже производятся и используются в авиации приемоизмерители ГНСС, в которых реализовано несколько
сотен параллельно работающих каналов приема радионавигационных сигналов. Например, в модуле типа TR-G3 [177] используется до 216 каналов. Кажется, что это избыточно, но на самом деле
в ближайшее время будут появляться приемоизмерители, у кото243
рых каналов будет еще больше! Что дает такое количество каналов?
Во-первых, появляется возможность оптимальным образом обрабатывать сигналы от всех видимых НКА. В настоящее время их количество может достигать 30 при использовании систем ГЛОНАСС
и GPS, а с появлением в ближайшее время системы Galileo, это количество вплотную приблизится к 40–50. Используя такую высокую избыточность информации (для определения местоположения
в авиации должно использоваться не менее 5 НКА), возможно обеспечить самые высокие требования к точности определения координат и скорости движения ЛА. Во-вторых, высокая избыточность
информации позволяет обеспечить самые высокие требования к целостности навигационной информации, которая является одним из
определяющих факторов при использовании таких критических
применений, как, например, системы посадки ЛА с использованием спутниковых технологий. В-третьих, использование множества
каналов позволяет многократно ускорить поиск сигналов и, соответственно, повысить непрерывность и готовность аппаратуры.
При использовании многочастотных приемников ГНСС количество необходимых каналов приема сигналов увеличивается в несколько раз по сравнению с количеством каналов, о котором говорилось выше. В ближайшие годы будут появляться новые ГНСС и
естественно для приема от них навигационных сигналов потребуются новые канала. Дополнительные каналы требуются и для приема информации от систем функциональных дополнений ГНСС,
например, от систем функциональных дополнений космического
базирования (SBAS), а также для доступа к каналам санкционированного использования, применение которых планируется в системе Galileo.
Таким образом, многоканальность, – это один из фундаментальных принципов, который используется в современных авиационных технологиях ГНСС.
Параллельная работа и резервирование. В соответствии с авиационными правилами [28–30] на борту ЛА должно быть установлено не менее двух радионавигационных систем. Это обусловлено как
требованиями безопасности полетов, так и требованиями к достоверности и надежности навигационной информации.
Использование двух и более одновременно работающих комплектов бортового оборудования позволяет повысить непрерывность и
надежность навигационного обеспечения на всех этапах полета ЛА.
Например, на современных ЛА, при отказе одного из комплектов
навигационного оборудования осуществляется автоматическое пе244
реключение на другой комплект. Наличие навигационных параметров, формируемых одновременно двумя или более комплектами,
позволяет решить целый ряд задач по обеспечению надежности, непрерывности и целостности навигационной информации.
Более сложной является задача обеспечения параллельной работы нескольких комплектов оборудования, информация от которых
используется либо пилотами ЛА для ручного пилотирования, либо
поступает непосредственно в систему автоматического управления
ЛА. Например, недопустимой является ситуация, когда в разных
комплектах вычислительных устройств, формирующих заданную
траекторию полета, используются различные базы аэронавигационных данных или в одно из устройств пилот вручную ввел коррекцию плана полета, а в другое устройство информация об этом не
поступила. Для исключения такой ситуации, в бортовом оборудовании, в частности в аппаратуре ГНСС, предусматриваются специальные программно-аппаратные средства, которые обеспечивают
синхронизацию работы нескольких параллельно работающих комплектов оборудования.
Контролепригодность и контролеспособность. Для авиационных приложений в настоящее время задачи контролепригодности
и контролеспособности аппаратуры приобретают особенную значимость.
Высокий уровень потребительских свойств технологий ГНСС
приводит к формированию у пилотов высокой степени доверия к навигационной информации, поступающей от ГНСС. Однако, в любой
технически сложной системе возможны ситуации, когда выдаваемая информация является недостоверной.
Для исключения подобных ситуаций, в авиационной бортовой
аппаратуре применяются специальные способы контроля целостности данных, основанные на использовании информации от других бортовых датчиков и систем. Такие способы получили общее
название – бортовая система функционального дополнения (ABAS).
ABAS дополняет и/или интегрирует информацию, полученную от
элементов ГНСС, с информацией, имеющейся на борту ВС, с целью
обеспечения выполнения операции в соответствии с требованиями
к точности, эксплуатационной готовности и надежности ГНСС.
Прежде всего, ABAS обеспечивает мониторинг целостности для
решения навигационной задачи с использованием избыточной информации (например, многократные измерения дальности). Схема
мониторинга в общем случае состоит из двух функций: обнаружение ошибок и исключение ошибок. Целью обнаружения ошибки яв245
ляется выявление ложного определения местоположения. При его
обнаружении надлежащим образом определяется и исключается
источник ошибки (идентификация отдельного источника, создающего проблему, необязательна), обеспечивая тем самым непрерывность навигации по ГНСС.
Существуют два основных класса мониторинга целостности: автономный мониторинг целостности в приемнике (RAIM), который
использует исключительно информацию ГНСС, и бортовой автономный мониторинг целостности (AAIM), который использует информацию от дополнительных бортовых датчиков (например, барометрического высотомера, часов и инерциальной навигационной
системы);
ABAS обеспечивает поддержание непрерывности для решения
навигационной задачи за счет использования информации от альтернативных источников, таких, как инерциальная система, барометрический высотомер и внешние часы. Кроме того, ABAS поддерживает эксплуатационную готовность при решения навигационной
задачи (аналогично поддержанию непрерывности) и поддерживает
точность бортовых средств путем оценивания остаточных погрешностей в измеренных дальностях.
Информация других источников может комбинироваться с информацией ГНСС двумя способами:
a) посредством алгоритма, интегрированного в рамках навигационной задачи ГНСС (примером является моделирование данных
высотомера как дополнительного измерения от условного спутника);
b) с помощью внешнего по отношению к основному расчету местоположения в ГНСС (примером является сравнение данных высотомера с результатом решения навигационной задачи по вертикальной составляющей и включение сигнализации в тех случаях, когда
это сравнение обнаруживает большое расхождение).
Каждая схема имеет свои специфические преимущества и недостатки, поэтому не представляется возможным представить описание всех потенциальных вариантов интеграции с определением
специфических числовых значений обеспечиваемых характеристик. Подобный аргумент применим к ситуации, когда комбинируются несколько элементов ГНСС (например, GPS и ГЛОНАСС).
Такие способы получили название AAIM (autonomus integrity
monitoring).
Контролеспособность авиационного бортового оборудования
подразумевает наличие в аппаратуре функциональных возможно246
стей для оценки в любой момент и в различных условиях ее работоспособности. Многие современные ЛА между полетами могут находиться в ангарах, где отсутствуют радиотехнические сигналы
ГНСС, при этом предполетная подготовка может выполняться при
нахождении ВС в ангаре. Для проведения работ в таких ситуациях, в состав встроенных приемоизмерителей ГНСС часто включают
имитаторы сигналов, позволяющие существенно повысить достоверность контроля.
Рассмотренная выше технология построения авиационных систем находит свое воплощение в структуре конкретных бортовых
радиоэлектронных комплексов (БРЭК). В следующем разделе приведен пример структуры БРЭК, который был реализован в рамках
модернизации самолета Як -42 для отработки режимов захода на
посадку с использованием ССП и интеграции ее функций с функциями СПС.
6.2. Построение бортового навигационно-посадочного комплекса
на базе системы спутниковой посадки и системы предупреждения столкновения с землей
На рис. 6.2 приведено структура бортового навигационно-посадочного комплекса самолета Як-42, в которую входят ССП и СПС.
В состав ССП входят: блок СРПБЗ-П и БМС-Индикатор. В состав
ССП входят блоки АПДД (два комплекта – левый и правый), АФС,
одновременно выполняющая функции антенной системы ILS с двумя полукомплектами бортового оборудования «Курс-МП-70» (левый
и правый) и два пилотажно-навигационных прибора (ПНП) левого
и правого пилотов, а также пульты управления (ПУ-1П) и коммутационные устройства (ПК-42, УКНЧ). Кнопки «СНС Заход» у правого
и левого пилотов обеспечивают по выбору оператора использование
для выполнения захода на посадку данных от системы ILS или ССП,
что обеспечивается путем подключения с помощью высокочастотного реле высокочастотных сигналов от АФС либо к приемнику системы ILS (Курс-МП-70), либо к приемнику сигналов VDB (АПДД).
Особенностями представленного на рис. 6.2 бортового комплекса
являются:
– возможность выполнения захода на посадку как с использованием системы метровой посадки типа ILS, так и с использованием
ССП;
– единая АФС для обеспечения инструментального захода на посадку и посадки по системе ILS или по ССП;
247
Антенна
СНС
Антенна
СНС
АФС
Вых. 1
Вых. 2
Реле ВЧ
Реле ВЧ
А
СРПБЗ-П
1
2
Испр.
Б
Курс
МП-70
(лв.)
АПДД
(лв.)
3
4
Ек1, Ег1
С
1
Курс
МП-70
(пр.)
АПДД
(пр.)
Испр.
Ек1, Ег1
БМСиндикатор
3Б
Ек2, Ег2
4
С
ПК-42
Еgк1, Еgг1,
сообщ.1,2,4.5
(лв.)
А
2
Ек2, Ег2
Еgк2, Еgг2,
сообщ.1,2,4.5
(gh.)
УК-НЧ
СНС Заход
(лв.)(кнопка)
ПУ-1П
(лв.)
ПНП
(лв.)
Сообщ.
1,2,4,5
ПУ-1П
(пр.)
СНС Заход
(пр.)(кнопка)
ПНП
(пр.)
Информация в каналах связи: А – номер рабочего канала ЛККС.Б – широта, долгота,
высота в дифференциальном режиме. С – номер рабочего канала ЛККС, угловые и
линейные отклонения от глиссады. Д – штатные каналы связи.
Рис. 6.2. Структура бортового навигационно-посадочного комплекса
самолета Як-42 с использование ССП и СПС
– два комплекта параллельно работающего бортового оборудования ССП (АПДД, БМС-Индикатор);
– использование в СПС данных ГНСС, источником которых является ССП, приемоизмеритель ГНСС которой способен выдавать навигационную информации как в дифференциальном, так и в стандартном режимах работы;
– единый индикатор для отображения навигационно-посадочной информации и для отображения подстилающей поверхности.
Размещение бортового оборудования ССП и СПС в аппаратном
отсеке и в кабине самолета Як-42Д показано на рис. 6.3.
248
а)
б)
в)
г)
Рис. 6.3. Размещение бортового оборудования ССП и СПС
на самолете Як-42: а –аппаратура АПДД; б – Аппаратура СПС (блок
СРПБЗ); в – индикатор СПС в кабине; г – самолет Як-42Д на аэродроме
Пример размещения наземного оборудования ССП (ЛККС-А-2000)
на аэродроме, представлен на рис. 6.4.
Особенностью размещенной на аэродроме наземной подсистемы
ССП является расширенная круговая диаграмма направленности
антенны передатчика VDB, что позволяет получать сигнал на борту
ЛА в любой точке в окрестности до 50 км от аэродрома, а также обеспечивать работу ССП при движении ЛА по ВПП.
Разработанный и построенный в соответствии с рис. 6.2 бортовой комплекс является, по сути, интегрированной системой, которая включена в общую структуру бортового навигационно-посадочного комплекса самолета Як-42.
249
а)
б)
Рис. 6.4. Размещение ЛККС-А-2000 на аэродроме «Остафьево»:
а – антенна передатчика VDB; б – ЛККС-А-2000
Предусмотренная при проектировании БНПК возможность его
работы одновременно по системам ILS и ССП, позволила провести
испытания по определению сравнительных характеристик сигналов наведения (отклонения от заданной глиссады), которые формировались на борту с использованием штатной аэродромной системы ILS, и с использованием ССП, наземная подсистема которой
(ЛККС-А-2000) также была впервые установлена в районе командно-диспетчерского пункта (КДП) аэродрома на расстоянии около 1
км от ВПП.
При проведении испытаний сигналы наведения от систем ILS и
ССП, используемые для пилотирования при выполнении заходов
на посадку, выдавались одновременно на штатные бортовые пилотажно-навигационные приборы (ПНП) самолета Як-42, а так же на
индикатор СПС. При этом, на индикаторе ССП можно было по желанию пилота (или в автоматическом режиме) отображать экран
виртуального ПНП или наблюдать подстилающую поверхность над
которой выполнялись полеты.
Другие примеры построения бортовых навигационно-посадочного комплексов (БНПК), использующие принципы интеграции ССП
и СПС, представлены на рис. 6.5, 6.6.
На рис. 6.5 приведена структура БНПК для вертолета типа Ми8МТВ. Особенностью этого БНПК является то, что в нем на изделие
БМС возложена функция интегратора всей имеющейся на борту вертолета навигационно-посадочной информации. Одновременно БМС
250
Антенна
СО
Антенна
GNSS
Антенна
DME
Антенна
ILS/VOR
УК-ВЧ
СО
VIM -95
Модем
ССС
УК-НЧ
АПДД
БМС
СРПБЗ
DME
РВ
СВС
Курсовая
система
Заход
GNSS
ПНП
БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Рис. 6.5. Структура бортового навигационно-посадочного комплекса
вертолета Ми-8МТВ с использование ССП и СПС
Антенна
ССС
Антенна
GNSS
Антенна
ILS/VOR
МИНИ-МАЭРО
СРПБЗ
ВЭМ
ДПСМ
АПДД
БМС
Курсовая
система
РВ
ПНП
БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Рис. 6.6. Структура бортового навигационно-посадочного комплекса
самолета Ил-76ТД при комплексном использовании ССП и СПС
выполняет функции ССП, является пультом управления для всех
систем, входящих в комплекс, а также на его индикаторе отображается навигационная информация, и информация от СПС (СРПБЗ).
Для обеспечение требований зональной навигации, неточного захода на посадку по ГНСС, точного захода на посадку по GLS и
251
Рис. 6.7. Самолет Ил-76ТД, оборудованный ССП и СПС
в Антарктиде на ледовом аэродроме станции Новолазаревская
проведения инструментального контроля состояния ВС в реальном
масштабе времени была выполнена доработка БНПК самолета Ил76ТД.
В ноябре 2007 г. впервые в истории мировой авиации осуществлена посадка в Антарктиде самолета Ил76ТД на ледовый аэродром
станции Новолазаревская в режиме неточного захода на посадку по
системам ГЛОНАСС и GPS с использованием БМС-Индикатора.
Далее рассмотрим рекомендации по созданию интегрированных
комплексов бортового и радиотехнического оборудования для перспективных ЛА, с учетом разработанных выше методов и подходов.
6.2. Результаты летных испытаний системы спутниковой посадки
В 2006 г. впервые в России успешно прошли испытания полностью развернутой и сертифицированной системы спутниковой посадки в составе наземной подсистемы ЛККС-А-2000 и бортовой подсистемы в составе аппаратуры АПДД, СРПБЗ-П и БМС-Индикатора.
Впервые испытания были проведены не на летающей лаборатории,
а на обычном пассажирском самолете Як-42Д. Полеты выполнял
штатный экипаж самолета, а не летчики-испытатели.
Кратко рассмотрим основные характеристики аппаратуры, которая использовалась при проведении летных испытаний.
ЛККС-А-2000. Эта система представляет собой наземную дифференциальную подсистему ГНСС стандарта GBAS и предназначена
252
для информационного обслуживания посадки по I (в перспективе
по II и III категориям) ИКАО, ухода на 2-й круг, послепосадочного
пробега, разбега и взлета, а также типовых процедур зональной (в
том числе маршрутов RNAV, P-RNAV, SId, STAR) и маршрутной навигации ЛА с выполнением требуемых навигационных характеристик, установленных ИКАО для типовых процедур посадки и навигации. В обеспечение своего предназначения ЛККС-А-2000 (см.
табл. 5.1) формирует и передает на ЛА и наземным потребителям
в реальном времени в диапазоне частот 108,0 – 136,975 МГц в формате SARPs ИКАО сообщения 1,2,4 и 5 по линии передачи данных
(ЛПД) типа VDB, а также наземным службам управления воздушным движением (УВД) и мониторинга спутниковых группировок
ГЛОНАСС и GPS по проводным, оптоволоконным и спутниковым
линиям передачи данных: дифференциальные поправки и скорости их изменения; данные о конечном участке траектории захода на
посадку (FAS) для всех торцов всех ВПП, находящихся в зоне действия станции; данные о состоянии и работоспособности аппаратуры и режимов работы ЛККС-А-2000; информацию в реальном времени и прогнозную информацию о состоянии орбитальных группировок ГЛОНАСС и GPS в зоне действия станции и др. информацию
в соответствии с [18], а так же информацию в систему ОрВД о нарушении целостности отдельно по группировкам ГЛОНАСС и GPS и о
состоянии работоспособности ЛККС-А-2000.
Основные технические характеристики ЛККС-А-2000 приведены в табл. 6.1.
Таблица 6.1
Технические характеристики ЛККС-А-2000
№ п/п
1
2
3
Наименование характеристики
Класс точности формирования
дифференциальных
поправок (GAD)
Используемые системы GNSS
Формат выдаваемых данных:
SARPS IСАО
Приложение 10, том 1
Единица измерения
Значение
А, В, С, D
ГЛОНАСС, СРS
Сообщения типа 1,2,
4, 5
При использовании
ЛККС для обслужи
вания точного захода по кат.III должно
передаваться сообщение типа II.
253
Окончание табл. 6.1
№ п/п
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Наименование характеристики
Период обновления и выдачи
данных:
1. дифференциальные данные
2. данные опорной станции
3. идентификатор ЛККС
4. FAS
5. Прогноз готовности спутников
Рабочая частота передачи данных по радиоканалу
Стабильность несушей частоты
Мощность ПРД VDB
Время готовности к работе
Значение
с
с
с
с
с
1/2
1
15
15
15
МГц
108.00... 117.995
%
+ 0.0002
Вт
до 150
с
<160
Зона действия для посадки:
– В горизонтальной плоскости,
км
не менее
градус
– В вертикальной плоскости, не
менее
Зона действия для RNAV и
АЗН:
Напряженность поля в пределах МкВ/м
зоны действия
Срабатывание системы автома%
тического контроля при уменьшении мощности излучения.
Время до предупреждения о нас
рушении целостности
13
Параметры FAS
14
Электропитание
15
Потребляемая мощность
16
Рабочая температура
18
Время хранения зарегистрированных данных
254
Единица измерения
В, Гц
37
7
Прямая видимость,
УКВ
не менее 215
80
<6 (в зависимости от
вида обслуживаемой
типовой процедуры)
SARPS IСАО Приложение 10, том 1. сообщение типа 4
380/220±10%,50±0.1
Вт
900
град. С°
ЛККС от+5 до+50
АФУ от –40 до+50
суток
не менее 14
АПДД. Аппаратура приема и преобразования дифференциальных данных (АПДД) представляет собой приемную бортовую часть
радиотехнического комплекса системы наземного функционального дополнения ГНСС (GBAS). Наземная часть этого комплекса включает локальную контрольно-корректирующей станцию (ЛККС)
с передатчиком сигналов. Фактически, АПДД является бортовым
приемником дифференциальных данных.
Сформированные и переданные аппаратурой ЛККС-А-2000 дифференциальные поправки, блок FAS, параметры целостности и другие данные принимаются бортовым приемником дифференциальных данных (АПДД) и передаются в бортовое оборудование ГНСС,
которое осуществляет обработку сигналов GBAS и устранение ошибок измерения псевдодальностей в приемнике ГНСС для каждого из
наблюдаемых спутников.
АПДД предназначена для поддержки точных заходов на посадку
и категорированных посадок ЛА на ВПП и площадки, не имеющие
специализированного посадочного радиотехнического оборудования, а также для поддержки любых других приложений, требующих высокоточного определения местоположения объекта.
АПДД принимает переданные ЛККС-А-2000 дифференциальные
данные на выделенной несущей частоте в пределах полосы частот
108,000…117,975 МГц. Разделение между выделенными частотами
составляет 25 кГц. Динамический диапазон приемника изделия не
менее минус 86 дБ. Вероятность неправильного приёма сообщения
такова, что возможна потеря не более одного сообщения из тысячи.
Схема кодирования обеспечивает однозначное присвоение номера
канала каждому заходу на посадку с использованием ЛККС-А-2000.
Номер канала состоит из пяти числовых символов. Номер канала
позволяет приемнику АПДД настроиться на правильную частоту и
выбрать блок данных FAS, который определяет нужный заход на
посадку. Нужный блок данных FAS выбирается селектором данных
опорной траектории (RPDS), который включен в сообщение типа 4
как часть данных для определения FAS.
Эксплуатация АПДД осуществляется при температуре окружающей среды от минус 45 до +55°С и вибрационных нагрузок с ускорением до 20g. Потребляемая мощность по сети 27 В не более 30 Вт,
масса не более 3,0 кг, габаритные размеры: 360×200×61 мм.
Внешний вид АПДД и сертификата АР МАК, приведены на
рис. 6.8.
АПДД предназначена для установки на находящиеся в эксплуатации ЛА в качестве оборудования, обеспечивающего пилотаж255
Внешний вид
Сертификат
Рис. 6.8. Изделие АПДД
но-навигационный комплекс дифференциальными данными, полученными от наземных ЛККС, и данными об отклонении от расчетной траектории посадки.
Приемник АПДД является радиотехническим средством, состоящим из устройств приема, обработки и преобразования информации, получаемой от ЛККС по УКВ ЛПД. Управление приемником
(настройка на требуемый канал, включение встроенного контроля) осуществляется в соответствии со спецификациями ARINC429,
ARINC755–2. Бортовой приемник имеет приемные каналы в диапазоне от 20 001 до 39 999, где каждый номер канала соответствует
только одному единственному точному заходу на посадку.
АПДД обеспечивает выдачу в бортовой навигационно-пилотажный комплекс ЛА данных о боковых и вертикальных отклонениях
относительно выбранной траектории FAS по цифровым и аналоговым выходным каналам.
БМС-Индикатор. Изделие представляет собой бортовую многофункциональную систему c интегрированным индикатором, обеспечивающим функцию оценки рельефа местности в направлении
полета при работе с системой СРПБЗ. БМС-Индикатор используется
при выполнении полета по правилам полета по приборам (ППП) по
заданному маршруту, в зоне аэродрома, при «неточном» заходе на
посадку (NPA), а при взаимодействии с аппаратурой АПДД и для
обеспечения точной посадки по I категории ИКАО. БМС-Индикатор
предназначен для оснащения всех типов ЛА и решает задачи:
256
– планирования полетов и выполнения маршрутных функций
на всех этапах полета при использовании его в качестве бортового
оборудования спутниковой навигации (БОСН) класса А1;
– приема и обработки навигационных сигналов спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС и GPS, с обеспечением выполнения
функции автономного контроля целостности (RAIM), с формированием и выдачей на индикацию соответствующей оповещающей и
сигнальной информации;
– обеспечения ввода, хранения и использования аэронавигационной и оперативной баз данных;
– просмотра навигационных данных и индикации срока действия аэронавигационной базы данных, а также для индикации
срока действия бортовой базы данных (ББД) системы раннего предупреждения близости земли (СРПБЗ), если БМС – Индикатор взаимодействует с СРПБЗ;
– обновления аэронавигационной базы данных в соответствии
с циклами регламентирования и контроля аэронавигационной информации (AIRAC);
– выдачи экипажу информации о рельефе местности в направлении полета с учетом наземных препятствий, текстовой информации
о вырабатываемой сигнализации, состоянии СРПБЗ и взаимодействующего оборудования, если БМС – Индикатор взаимодействует
с СРПБЗ.
– БМС–Индикатор обеспечивает оперативное управление видом
индикации и выполнение плана полета воздушного судна (ВС) с помощью собственных органов управления.
БМС-Индикатор содержит мировую аэронавигационную базу
данных со схемами стандартных процедур вылета (SID) и прилета
(STAR), обеспечивает формирование навигационных параметров,
необходимых для полета на маршруте и в районе аэродрома, выполнение полета «прямо до», полета по параллельным маршрутам, полета с заданным курсом, а также поддерживает схемы полета в зоне
ожидания.
Для определения текущего местоположения ЛА БМС-Индикатор
обеспечивает прием и обработку навигационных сигналов спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС/GPS и производит автономный контроль целостности навигационных данных (функция
RAIM).
База аэронавигационных данных БМС-Индикатора содержит
данные об аэродромах, о торцах ВПП, процедурах выхода, подхода
и неточного захода на посадку; данные навигационных точек (НТ),
257
включая радиомаяки VOR, DME, РСБН и приводные радиомаяки,
данные воздушных трасс, зон ожидания и частот связи аэродромов.
БМС-Индикатор принимает входные сигналы от самолетных
датчиков обжатия шасси, датчиков барометрической высоты или
системы воздушных сигналов, курсовой системы, СРПБЗ, другого бортового оборудования спутниковой навигации (в т.ч. СРПБЗ),
других изделий.
При использовании сдвоенного комплекта БМС-Индикатора,
взаимодействие комплектов обеспечивается по линии связи ARINC
646 (Ethernet). При этом обеспечивается синхронизация следующих данных:
– плана полета, включая схемы входа, выхода и захода на посадку;
– режима «прямо до»;
– полета по параллельному маршруту;
– настроечных данных (способ полета на точку прямого указания, скорости, крен, параметр GAMA);
– режима определения местоположения ВС (используемое созвездие спутников).
При использовании сдвоенного комплекта БМС-Индикатора обеспечивается сохранение маршрутов, навигационных точек, аэродромов и ВПП одновременно в пользовательской БД каждого из полукомплектов.
Основные технические характеристики БМС-Индикатора приведены в табл. 6.2.
Таблица 6.2
Основные технические характеристики БМС-Индикатора
Наименование
Используемое рабочее созвездие ГНСС
(диапазон)
Погрешность определения координат
(скорости), не более
входные/выходные/ двунаправленные
каналы
Рабочая температура
Время готовности к работе
258
Характеристика
ГЛОНАСС/GPS (L1)
6 м (5 см/с)
8/4/2
–40°С…+ 55°С
не более 3 мин.
Электропитание
27 В, 35 Вт
Габариты
146×125×225 мм
Масса
3,0 кг
Внешний вид
Сертификат
Рис. 6.9. Изделие БМС-Индикатор
Внешний вид БМС-Индикатора и сертификата АР МАК приведены на рис. 6.9.
Помимо органов управления на лицевой панели над экраном изделия размещены соединитель для подключения загрузчика базы
данных и фотодатчик для автоматической регулировки яркости
экрана.
Слева и справа от экрана БМС-Индикатора расположены многофункциональные кнопки (МФК).
При возникновении сообщения, формируемого Изделием, в нижней строке экрана отображается надпись «MSG» и текст сообщения.
При наличии нескольких сообщений, они отображаются попеременно, в течение 1 с каждое. При нарушении целостности информации ГНСС срабатывает функция RAIM и отображается сигнализатор RAIM.
Кратко рассмотрим результаты испытаний ССП с наземным и
бортовым оборудованием, описанным выше и в котором была реализована часть методов повышения безопасности полетов ЛА, рассмотренных в главе 3. В процессе проведения испытаний на аэродроме
одновременно работали две независимые системы посадки: инструментальная система метрового диапазона радиоволн типа ILS и ССП,
с наземной подсистемой GBAS на основе ЛККС-А-2000 [187].
Наземные испытания проводились путем буксировке самолета Як-42Д по ВПП аэродрома с использованием авиационного тягача. В процессе буксировки контролировалась величина смещения переднего колеса ЛА от разметки оси ВПП. В ходе наземных
259
Рис. 6.10. Вид штатного ПНП на
самолете Як-42Д
Рис. 6.11. Вид виртуального ПНП
на Индикаторе СРПБЗ-П
испытаний это смещение не превышало 0,5 м. В процессе движения также контролировались смещения планок положение плоскости курса на штатном ПНП Як-42Д (см. рис. 6.10) и на индикаторе БМС-Индикатора (см. рис. 6.11). Методика испытаний заключалась в том, что при движении по ВПП пилот поочередно выводил
на индикацию информацию от систем ILS и ССП, используя кнопку
«СНС Заход» (см. рис. 6.2).
В результате испытаний было установлено, что планки положения плоскости курса на штатном ПНП ЛА и на виртуальном ПНП
изделия БМС-Индикатор ведут себя одинаково и показывают нулевую величину сигнала отклонения εк при нахождении ЛА на оси
ВПП и отклоняются в одну и ту же сторону при смещении ЛА с оси.
Для определения чувствительности ССП к отклонению ЛА от оси
ВПП был выполнен S-образный маневр. В процессе испытаний проводилась одновременная регистрации данных ССП и ILS. На рис. 6.12
представлены результаты испытаний при движении ЛА по ВПП.
мкА
Отклонения от курса посадки
150
100
50
0
–50
–100
–150
Остафьево, 15.11.07
Наземные испытания
FAS 26
GLS
ILS
–2
1,8
1,6
1,4
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
Удаление от порога ВПП 26, км
Рис. 6.12. Наземные испытания при движении ЛА по ВПП
260
261
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
Y, м
400
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
Y, м
400
–7
–7
–7
–7
–5
–4
–3
–2
–1
0
–5
–4
–3
–2
–1
–5
–4
–3
–2
–1
0
–6
–5
–4
–3
–2
–1
0
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
–6
0
Х, км
Х, км
1
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
1
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
Рис.6.13. Начало
Х, км
Х, км
FAS26
Заход №1
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
–6
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
–6
FAS26
Посадка
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
2
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
8
3
4
5
6
7
8
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
2
Отклонения от курса посадки
2
8
3
4
5
6
7
8
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
2
Отклонения от курса посадки
9
9
9
9
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Заход № 1
Остафьево,
15.11.07
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Посадка
Остафьево,
15.11.07
262
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
400
Y, м
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
Y, м
400
–7
–7
–7
–7
–5
–4
–3
–2
–1
0
–5
–4
–3
–2
–1
–3
–1
0
–6
–5
–4
–3
–2
–1
0
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
–5
0
Х, км
Х, км
1
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
1
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
Рис. 6.13. Продолжение
Х, км
Х, км
FAS26
Заход № 3
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
–6
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
–6
FAS26
Заход №2
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
2
8
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
8
3
4
5
6
7
8
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
2
Отклонения от курса посадки
2
9
9
9
2
3
4
5
6
7
8
9
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
Отклонения от курса посадки
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Заход № 3
Остафьево,
15.11.07
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Заход № 2
Остафьево,
15.11.07
263
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
Y, м
400
Z, м
600
500
400
300
200
100
0
–100
–400
–200
0
200
Y, м
400
–7
–7
–7
–7
–5
–3
–1
–5
–4
–3
–2
–1
–4
–3
–2
–1
0
–5
–4
–3
–2
Х, км
–1
0
Х, км
Х, км
FAS26
Посадка
1
1
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
1
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
мкА
200
150
100
50
0
–50
–100
–150
–200 0
5
6
7
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
4
2
8
8
3
4
5
6
7
Дальность до ВПП, км
8
3
4
5
6
7
8
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
2
Отклонения от курса посадки
2
3
Удаление от порога ВПП, км
Отклонения от глиссады посадки
2
Отклонения от курса посадки
9
9
9
9
Рис. 6.13. Заходы на посадку в аэропорту «Астафьево» с использованием ССП
–6
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
–5
0
Х, км
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
–6
–6
0
Траектория в вертикальной плоскости
траектория
ВПП
Глиссада
Полная шкала,
глиссада
FAS26
Заход № 4
траектория
Остафьево
ВПП
Полная шкала, 29.11.07
курс
Траектория в горизонтальной плоскости
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Заход № 5
Остафьево,
29.11.07
10
FAS 26
GLS
ILS
10
Заход № 4
Остафьево,
29.11.07
Анализ представленных на рис. 6.12 результатов наземных испытаний показывает, что формируемые ССП значения отклонения
εк имеют меньшую шумовую составляющую, чем соответствующие
им значения, формируемые системой ILS.
На втором этапе проводились испытания ССП при выполнении
заходов на посадку в ручном режиме пилотирования. При этом в качестве эталонного средства использовалась штатная аэродромная
система посадки категории I типа ILS. Было выполнено несколько
десятков заходов на посадку. Примеры обработки результатов, полученных при выполнении заходов на посадку, представлены на
рис. 6.13.
На рис. 6.13 представлены: проекции траектории движения ЛА
на горизонтальную и вертикальную плоскости (см. рис. 6.13 А1…Е1)
(по горизонтальной оси отложена дальность до порога ВПП), а также соответствующие им значения отклонений εк от плоскости курса и εг от плоскости глиссады по ССП – пунктирная линия, по ILS –
сплошная линия (см. рис. 6.13 А2…Е2).
Для определения чувствительности ССП к отклонению ЛА от
плоскости курса, заход на посадку, представленный на рис. 6.13 (Г1,
Г2), принудительно выполнялся в режиме «змейка по курсу», а для
определения чувствительности ССП к отклонению ЛА от плоскости
глиссады, заход на посадку, представленный на рис. 6.13 (Д1, Д2),
принудительно выполнялся в режиме «змейка по глиссаде».
Анализ представленных на рис. 6.13 результатов испытаний показал, что формируемые сигналы наведения в ССП и ILS практически совпадают.
В [187] отмечено, что погрешность определения координат в дифференциальном режиме работы ССП составила 0,5 м (2σ) в горизонтальной плоскости и 0,9 м (2σ) по высоте. При выполнении заходов
на посадку отклонение планок положения курса и глиссады наблюдалось непрерывно, без флуктуаций и обеспечивало удовлетворительное пилотирование в ручном (штурвальном) режиме управления. Заход на посадку по системе ССП с использованием бортовой
аппаратуры АПДД и БМС-Индикатора в ручном (штурвальном) режиме пилотирования обеспечивается до высоты 50 – 60 м.
Пилотирование самолета по планкам положения приборов ПНП
при заходе на посадку по сигналам ССП практически не отличается
от аналогичного захода по сигналам ILS и затруднений не вызывает.
Далее рассмотрим результаты испытаний и эксплуатации СПС
на примере системы раннего предупреждения близости земли
(СРПБЗ).
264
6.4. Результаты летных испытаний и эксплуатации системы раннего предупреждения близости земли
СПС с режимом раннего предупреждения близости земли
(СРПБЗ) были разработаны и впервые внедрены в эксплуатацию
на ЛА российского производства в 2002 г. Первые российские СПС
были разработаны в Санкт-Петербурге и после получения Сертификата [11] начали поступать в эксплуатацию сначала на гражданские
ЛА, а затем и на ЛА государственной авиации.
К настоящему времени система СРПБЗ установлена и успешно
эксплуатируется более чем на 500 ЛА следующих типов: на самолетах: Ан-26, Ан-70, Ан-72, Ан-74, Ан-140, Бе-200, Ил-62, Ил-76, Ту134,
Ту-154, Ту-204, Ту-214, Ту-334, Як-40, Як-42 и вертолетах: Ка226,
Ка-32, Ми-8, Ми-17, Ми-26. В состав БНПК многих из указанных типов ЛА входит также ССП на базе АПДД и БМС-Индикатора, которые вместе с СРПБЗ образуют бортовой навигационно-посадочный
интегрированный комплекс.
Размещение на борту ЛА СРПБЗ в настоящее время является обязательным условием для допуска ЛА к любым видам полетов. В то же время, СРПБЗ может выступать и в качестве резервного датчика информации ГНСС, что повышает характеристики
целостность и непрерывность бортового комплекса, включающего
БМСИндикатор, АПДД и СРПБЗ.
СРПБЗ является средством повышения безопасности полетов,
обеспечивая с помощью звуковых и визуальных сигналов предупреждение экипажа о возникновении таких условий полета, развитие которых может привести к столкновению ЛА с земной или водной поверхностью, а также с искусственными препятствиями.
СРПБЗ предназначена для формирования и выдачи экипажу
сигналов об опасном сближении ЛА с земной поверхностью, передачи в бортовой индикатор информации для отображения рельефа
местности в направлении полета с учетом наземных препятствий,
текстовой информации о вырабатываемой сигнализации, состоянии СРПБЗ и взаимодействующего оборудования.
Сигналы предупреждения вырабатываются СРПБЗ при значениях текущей высоты полета ниже установленных минимально допустимых значений или при отклонениях вниз от равносигнальной
зоны радиотехнической глиссады (РТГ), превышающих установленные максимально допустимые значения. Сигналы раннего предупреждения вырабатываются при приближении ЛА к участкам рельефа местности или искусственным препятствиям, представляю265
щим потенциальную опасность столкновения с ними. Выдача СРПБЗ
сигналов предупреждения продолжается непрерывно до устранения
экипажем ЛА причины, вызывающей предупреждение.
Минимально допустимые значения высоты полета и допустимые
расстояния до потенциально опасных участков земной поверхности для различных этапов и условий полета устанавливаются исходя из обеспечения своевременного предупреждения экипажа ЛА о
возникшей потенциальной опасности столкновения с землей в большинстве возможных ситуаций.
Условия срабатывания сигнализации автоматически корректируются в СРПБЗ с учетом текущих значений сигналов бортовых
датчиков, а также в зависимости от положения шасси.
Для выполнения необходимых функций СРПБЗ принимает сигналы от бортового приемоизмерителя ГНСС (внешнего или встроенного), от радиовысотомера, от бортовой аппаратуры инструментальной системы посадки (ILS), датчика барометрической высоты или
системы воздушных сигналов (СВС), датчика воздушной скорости
или СВС, индикатора СРПБЗ или многофункционального индикатора (МФИ), совместимого с СРПБЗ, системы сигнализации «срывного» режима или другой системы (систем), имеющей более высокий приоритет выдачи речевых сообщений, датчиков положения
шасси, органов управления.
Органы управления СРПБЗ обычно входят в состав самолетного
или вертолетного оборудования.
СРПБЗ выдаёт сигналы в самолетное переговорное устройство
(СПУ) или непосредственно в авиагарнитуры экипажа, на громкоговоритель кабины, на световые табло сигнализации или в систему
аварийной сигнализации (САС), на индикаторы СРПБЗ или многофункциональные индикаторы (МФИ), в бортовое устройство регистрации параметров полёта, в другие системы обеспечения безопасности полетов, имеющие более низкий приоритет речевых сообщений.
СРПБЗ обеспечивает выдачу сигналов предупреждения экипажу в следующих ситуациях, которые могут привести к столкновению ВС с землей или искусственным препятствием:
– чрезмерная скорость снижения,
– чрезмерная скорость сближения с земной поверхностью,
– недостаточный запас высоты над подстилающей поверхностью
при полете с большой приборной скоростью,
– превышение допустимого отклонения ниже глиссады при заходе на посадку по приборам,
266
– превышение порогового значения разности геометрической и
относительной барометрической высоты,
– оценка рельефа местности в направлении полета,
– превышение допустимого угла крена вблизи земной поверхности,
– превышение допустимого угла тангажа вблизи земной поверхности,
– опасность попадания в вихревое кольцо.
Прогноз положения ЛА и оценка безопасности этого положения
относительно рельефа и искусственных препятствий осуществляются на основании информации от ГНСС и данных барометрического высотомера.
Бортовая база данных ББД системы СРПБЗ состоит из периодически обновляемых базы данных рельефа (БДР), базы данных искусственных препятствий и базы данных ВПП аэродромов.
В СРПБЗ при работе в режиме «Оценки рельефа местности в направлении полета» производится формирование сигнализации по
результатам анализа расстояний до поверхности земли, реализующее две функции: функцию обеспечения минимальной допустимой
высоты (МДВ), осуществляемую в пределах от 0 до 45 секунд полета ЛА и функцию раннего предупреждения приближения земли
(РППЗ) осуществляемую в пределах от 30 до 60 секунд полета ЛА.
СРПБЗ на всех этапах полета работает автоматически и не требует управляющих действий со стороны экипажа. При выдаче СРПБЗ
сигналов предупреждения, экипаж выполняет действия в соответствии с требованиями «Руководства по летной эксплуатации воздушного судна», обеспечивающие устранение причины, вызывающей выдачу сигналов предупреждения.
Для установки требуемого режима работы СРПБЗ и его адаптации к бортовому оборудованию, установленному на ЛА, используются контакты программируемых разовых команд. Программирование осуществляется при установке СРПБЗ на ЛА путем установки (или не установки) перемычки между соответствующими
контактами.
Внешний вид СРПБЗ и сертификат АР МАК приведены на
рис. 6.14.
Основные технические характеристики СРПБЗ приведены
в табл. 6.3 и [67].
Для реализации своих функций СРПБЗ обеспечивает комплексную обработку входных сигналов, вычисление границ зон срабатывания, сравнение текущих значений параметров сигналов с вычислен267
Таблица 6.3
Основные технические характеристики СРПБЗ
Наименование
Используемое рабочее созвездие ГНСС
(диапазон)
Погрешность определения координат (скорости), не более
Аналоговые входные каналы
Цифровые входные/выходные/ двунаправленные каналы
Каналы разовых команд входные/выходные
Звуковые выходные каналы
Средняя наработка на отказ
Электропитание
Габариты
Масса
Характеристика
ГЛОНАСС/GPS (L1)
6 м (5 см/с)
8
11/6/2
25/17
2
не менее 10 000 час.
~115 В, 400 Гц, 25 ВА
и/или
27 В, 25 Вт
57×190×220 мм
2,8 кг
ными значениями границ зон срабатывания, логическую обработку
сигналов, формирование выходных сигналов, приоритет выдачи речевых сообщений, встроенный контроль работоспособности.
Сформированные речевые сигналы предупреждения выдаются
пилотам ЛА через громкоговорители и авиагарнитуры.
Внешний вид
Рис. 6.14. Изделие СРПБЗ
268
Сертификат
Ниже представлены результаты испытаний и эксплуатации системы СРПБЗ в которой была реализована часть способов повышения безопасности полетов ЛА рассмотренных в главе 4 настоящей
работы. Испытания и эксплуатация СРПБЗ проводились совместно с БМС-Индикатором или штатными бортовыми многофункциональными индикаторами (МФИ), установленными на различных
типах ЛА. В процессе проведения испытаний использовались сертифицированные базы данных рельефа земной поверхности, входящие в состав СРПБЗ.
На рис. 6.15–6.17 приведены результаты летных испытаний системы СРПБЗ с БМС-Индикатором, установленных на вертолете
Ми-8Т, в условиях равнинной и горной местности с относительным
перепадом высот рельефа до 3800 м и при полетах на искусственные
препятствия высотой до 250 м над горной местностью на полуострове Камчатка.
На рис. 6.15 представлен вид экрана БМС-Индикатора в моменты
срабатывания сигнализации СРПБЗ с выдачей предупреждающей
сигнализации (ПС) «Впереди земля!» (продолжительность сигнализации 11 с) и аварийной сигнализации (АС) «Впереди земля. Уходи!» (продолжительность сигнализации 30 с).
В момент появления ПС ЛА находился ниже элемента БДР, вызвавшего сигнализацию на 127 м и на удалении 2,0 км. При этом
время полета до горы с текущей скоростью 143 км/ч составляет 50 с.
В момент появления АС ЛА находился ниже элемента БДР, вызвавшего сигнализацию на 100 м и на удалении 1,5 км. При этом время
полета до горы с текущей скоростью 154 км/ч составляет 35 с.
На рис. 6.16 представлен вид экрана БМС-Индикатора в моменты срабатывания сигнализации СРПБЗ с выдачей ПС «Впереди зем-
Рис. 6.15. Горизонтальный полет в направлении горы
269
Рис. 6.16. Горизонтальный полет в направлении горы с включенным режимом «Внешняя подвеска» длинной 50 м
ля!» (продолжительность сигнализации 14 с) и АС «Впереди земля.
Уходи!» (продолжительность сигнализации 31 с) при выполнении
полета с грузом на внешней подвеске. В момент появления ПС груз
внешней подвески ЛА находился ниже элемента БДР, вызвавшего
сигнализацию на 68 м и на удалении 2,17 км. При этом время полета до горы с текущей скоростью 159 км/ч составляет 49 с. В момент
появления АС груз внешней подвески ЛА находился ниже элемента
БДР, вызвавшего сигнализацию на 50 м и на удалении 1,5 км. При
этом время полета до горы с текущей скоростью 161 км/ч составляет 34 с.
На рис. 6.17 представлен вид экрана БМС-Индикатора в моменты срабатывания сигнализации СРПБЗ при полете на искусствен-
Рис. 6.17. Горизонтальный полет в направлении
искусственного препятствия
270
ное препятствие (вышка ретранслятора) с выдачей ПС «Впереди
препятствие!» (продолжительность сигнализации 10 с) и АС «Впереди препятствие. Уходи!» (продолжительность сигнализации 19 с).
В момент появления ПС ЛА находился ниже препятствия, вызвавшего сигнализацию, на 123 м и на удалении 2,6 км. При этом время полета до препятствия с текущей скоростью 193 км/ч составляет 48 с. В момент появления АС ЛА находился ниже элемента БДР,
вызвавшего сигнализацию на 95 м и на удалении 1,8 км. При этом
время полета до горы с текущей скоростью 216 км/ч составляет 30 с.
По результатам этих, а также других многочисленных испытаний и эксплуатации СРПБЗ на различных типах ЛА сделан вывод
о целесообразности использования СРПБЗ в качестве «информационной системы для повышения безопасности навигации». Отличительной особенностью СРПБЗ является внедрение в ее программно-алгоритмическое обеспечение способов и устройств, описанных в главе 4 настоящей работы. Так, например, представленные
на рис. 6.15–6.17 виды экранов индикаторов, которыми пользуются пилоты, представляют собой профильную проекцию подстилающей поверхности и соответствующие проекции защитного пространства, которые не содержит большинство иностранных систем
подобного класса.
Представленные результаты испытаний для наглядности сведены в табл. 6.4.
Анализ табл. 6.4 показывает, что формирование представленного вида экрана для БМС-Индикатора обеспечивает дополнительное
время на принятие решения пилотом в пределах 15–18 с после появления ПС.
Наличие отображения защитного пространства позволяет вообще
избегать появления ПС и этот запас по времени может достигать нескольких десятков секунд. Результаты летных испытаний в целом
подтверждают экспертные оценки повышения безопасность полета,
полученные в разделе 4 настоящей работы, согласно которым велиТаблица 6.4
Формирование сигнализации СРПБЗ
Время
с
Дальность
км
Время
с
Дальность
км
Время
с
Дальность
км
50
2,0
49
2,17
48
2,6
АС
35
1,5
34
1,5
30
1,8
Рис.
6.14
ПС
6.15
6.16
271
чина коэффициента эргономичности KЭ лежит в диапазоне от 2 до 5
при использовании предлагаемых методов повышения безопасности.
В заключении можно заметить, что если принять средний годовой
налет на один ЛА в 3500 час. и учесть, что СРПБЗ эксплуатируется
уже более 10 лет, то общий налет СРПБЗ на всех типах ЛА составит:
(700/2)·10·3500 = 12 250 000 час. За это время не произошло ни одной
катастрофы, обусловленной столкновением с землей или препятствием ЛА, оборудованных СРПБЗ. Если принять среднюю продолжительность полета 2,5 час., то это значит, что совершено 4,9 млн. безаварийных полетов, что соответствует показателю безопасности ≈ 2·10–7.
Перейдем теперь к интегральной оценке повышения безопасности полетов при использовании ССП и СПС.
Интегральная оценка повышения безопасности полетов и рекомендации по практическому применению предложенных технических решений
На рис. 6.18 представлены три этапа интеграции (выполненных
за последние 10 лет) изначально аппаратно и функционально не связанных систем – ССП и СПС, но выполняющих одну из важнейших
функций – повышения безопасности полетов. На первом этапе, в начале 2000-х гг., развивались параллельно две независимые системы (см. рис. 6.18). На втором этапе, начиная с 2005 г, возникли очевидные взаимные связи между системами, которые к концу 2008
СПС
БО ГНСС
СРПБЗ
МФИ
ССП
ПНП
АПДД
СРПБЗ
Индикатор СРПБЗ
БО ГНСС/ЛККС
ПНП
СРПБЗ
БМС
Индикатор
АПДД
АПДД
БО
ГНСС/ЛККС
I ЭТАП
II ЭТАП
III ЭТАП
Рис. 6.18. Этапы процесса интеграции ССП и СПС
272
г. привели к третьему этапу интеграции, когда системы стали настолько аппаратно близки, что следующим шагом неизбежно будет
их полная интеграция.
Рис. 6.18 отражает тот факт, что процесс интеграции изначально не связанных между собой, но выполняющих одну общую функцию, систем – повышение безопасности полетов, неизбежно ведет
к их интеграции в единую систему.
В настоящее время степень интеграции оборудования постоянно возрастает за счет бурного развития элементной базы аналоговоцифровых преобразователей, цифровых вычислительных устройств
и других электрорадиоизделий (ЭРИ). Это позволяет в одном относительно небольшом блоке оборудования реализовать функции
множества ранее независимых систем на основе принципов, изложенных в п. 6.1 настоящей главы.
На практике, уже сегодня существует бортовое оборудование
типа «БМС-2010», в котором в габаритах рассмотренного выше изделия «БМС-Индикатор» осуществляется интеграция функций ССП,
ILS/VOR, УКВ-радиостанции. Таким образом, большая часть традиционного для ЛА бортового комплекса навигации и посадки реализуется в изделии объемом менее 3 дм3.
Проведем интегральную оценку повышения безопасности полетов ЛА на основе показателей, определенных в п. 1.6 с использованием оценок коэффициентов относительного повышения безопасности полетов, полученных ранее в гл. 3, 4, 5.
Анализ полученных результатов позволяет сделать следующие
выводы.
Использование рассмотренных методов обеспечивает повышение
безопасности полетов.
Все представленные методы, которые характеризуются повышением точности, целостности и непрерывности навигационной
информации в ССП ведут к увеличению коэффициент KА (то есть
к снижению вероятности авиационных происшествий), так как обеспечивают более адекватное представление о фактических параметрах состояния ЛА.
Комплексное использование ССП и СПС дает дополнительный
вклад в повышение безопасности полетов независимо от того, применяются ли какие-либо другие методы. То есть само по себе комплексное (одновременное) использование ССП и СПС является самостоятельным методом повышения безопасности полетов.
Анализ полученных экспертных оценок коэффициентов повышения эффективности и безопасности полетов, позволяет выбрать
273
те методы, реализация которых может дать наибольший положительный эффект при внедрении в эксплуатацию ССП и СПС на конкретных ЛА и аэродромах.
Возвращаясь к формализованной постановке проблемы, определенной в п.1.6, можно отметить, что обеспечение максимальной
безопасности полетов (PБП(t) → 1) возможно при одновременном использовании всех описанных выше способов. При этом ввиду того,
что каждый из способов независим от других, можно ожидать, что
суммарное относительное повышение безопасности полетов будет
пропорционально сумме парциальных приращений в соответствии
с выражением (1.11).
Так же следует заметить, что рассмотреные способы и устройства повышения безопасности полетов не исчерпывают все возможные технические подходы к решению проблемы повышения безопасности полетов, но позволяют в значительной степени повысить
безопасности полетов при полетах ЛА в условиях сложного рельефа
местности, при заходе на посадку и посадке, то есть в наиболее аварийно опасных ситуациях.
Выводы
Основными принципами построения современных систем повышения безопасности полетов являются: многофункциональность,
мультисистемность, интегрированность, многоканальность, параллельная работа и резервирование, контролепригодность и контролеспособность.
Конструктивными особенностями построения систем повышения безопасности полетов на основе ССП и СПС является использование следующих общих устройств: антенно-фидерной системы, многофункциональных индикаторов и бортовых приемников
ГНСС, выбор которых должен осуществляться с использованием
методических подходов, описанных в главе 2.
Разработанные структуры построения бортовых навигационно-посадочных комплексов, благодаря использованию описанной
в главе 2 методологии их построения, оказались эффективны при
внедрении на различные типы ЛА как по техническим, так и по
временным и экономическим характеристикам. Соответствующие
изделия, построенные на основе использования указанных структур, показали высокие эксплуатационные качества.
Разработанные и внедренные в эксплуатацию изделия СРПБЗ,
Индикатор СРПБЗ, БМС-Индикатор, АПДД в настоящее время от274
ражают самый высокий уровень развития отечественной бортовой
авионики, использующей технологии ГЛОНАСС/ГНСС. Этими изделия в настоящее время оснащено более 2000 отечественных ЛА
государственной и гражданской авиации.
К настоящему времени ЛА, оснащенные системой СРПБЗ, выполнили около 5 млн. полетов, при этом оценка показателя безопасности полетов в 5 раз выше требований ИКАО и на сегодняшний
день составляет ≈ 2·10–7.
Проведенные натурные испытания подтверждают выполненные
в работе экспертные оценки коэффициентов эргономичности при
использовании СРПБЗ.
Проведенные испытания ССП показали, что пилотирование ЛА
по планкам положения приборов ПНП при заходе на посадку по
сигналам ССП на базе АПДД и БМС-Индикатора практически не
отличается от аналогичного захода по сигналам ILS и затруднений
у пилотов не вызывает.
Интегральная оценка повышения безопасности полетов с использованием рассмотренных в настоящей работе способов и устройств
показывает, что общее относительное повышение безопасности полетов , определенное в соответствии с показателями, рассмотренными в п. 1.6, составит от 1,5 до 10 раз.
Дальнейшее развитие и совершенствование представленных систем происходит в соответствии с изложенными в настоящем разделе принципами и уже сегодня существуют модификации рассмотренных выше изделий, которые по многим параметрам превосходят те, которые рассмотрены выше.
275
Заключение
В настоящей монографии описан один из вариантов комплексного подхода к решению задач повышения безопасности полетов (БП)
пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) на малых высотах при использовании технологий глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС), используемых в системах предупреждения столкновений с землей (СПС) и системах спутниковой
посадки (ССП).
Основные результаты, полученные на основе представленного
подхода, кратко могут быть сформулированы следующим образом.
Предложен подход к построению ССП и СПС, отличающийся
тем, что выбор оптимальной альтернативы для использования в качестве функционального ядра этих систем основан на многофакторном анализе с использованием теории нечетких множеств. Такой
подход дает возможность проследить динамику процесса оптимизации, выявить группы факторов, осуществляющих доминирующее
влияние на принятие решения, а также позволяет наращивать объем влияющих факторов и учитывать корреляционные связи между отдельными параметрами и критериями. Предложенный подход
позволяет единообразно подходить к выбору ключевых элементов
для радиотехнических комплексов различных навигационных систем, существенно сокращает время поиска необходимого решения
и в целом ускоряет в 1,5–2 раза процесс разработки нового оборудования. С использованием предложенного подхода разработаны новые структуры построения инструментальных ССП и СПС, в которых используется информация от ГНСС и локальных функциональных дополнений наземного базирования. В отличие от известных
ранее, предложенные структуры построения радиотехнических
комплексов и систем включают программно-аппаратные модули,
которые повышают точность, непрерывность и целостность навигационной информации. В итоге это позволяет повысить безопасность
полетов в условиях маловысотного полета и сложного рельефа местности при заходе на посадку и посадке ЛА.
Разработаны теоретические основы построения и использования
диаграмм объемного распределения ошибок многолучевого распространения радиоволн, уточняемых на основе статистического накопления информации о характеристиках получаемых сигналов на
ЛККС, позволяющего повысить точность оценки дифференциальных поправок на ЛККС в 1,5…6,0 раз в условиях наличия переотраженных сигналов. При этом одновременно на несколько поряд276
ков снижается вероятность ложной тревоги, повышается непрерывность выдачи посадочных сигналов, и, как следствие, повышается
целостность данных и безопасность полетов.
Разработан метод повышения целостности и непрерывности навигационной информации для ССП, в основе которого лежит учет
характерных для наземных систем функциональных дополнений
ГНСС среднечастотных вариаций изменения навигационных параметров, обусловленных переотражениями, и использование прогнозируемых значений определяемого в приемоизмерителях ГНСС
отношения сигнал/шум. Предложенный метод позволяет сохранить заданную точность формирования координатной информации
в условиях воздействия непреднамеренных электромагнитных помех при посадке ЛА, а также при посадке ЛА или БЛА в районах
со сложной электромагнитной обстановкой. Метод позволяет повысить точность определения координат в 2 и более раз. Следует отметить, что компенсируемые этим методом погрешности определения
навигационных параметров не учитываются стандартными алгоритмами контроля целостности ЛККС.
Разработан метод компенсации ошибок определения навигационных параметров (псевдодальностей) в наземной и бортовой подсистемах ССП, основанный на алгоритмах обнаружения скачков фазовых измерений с использованием отказоустойчивых фильтров.
По сравнению с известными методами предлагаемый метод способен выявлять часто возникающие сбои (срывы) в работе систем слежения, приводящие к скачкам навигационных параметров. Новый
способ обнаружения скачков фазовых измерений использует фазовые измерения с компенсированными шумами опорного генератора приемника ГНСС и способен выявлять совместные сбои в группе
спутников. Применение предложенного метода позволяет повысить
в 34 раза точность определения координат ЛА в условиях действия
различных типов электромагнитных помех в районе посадки ЛА
при маловыситном полете.
Разработан метод применения навигационного приемника ГНСС
в ССП с использованием функциональных дополнений ГНСС на основе псевдоспутников (ПС). В основу предложенного метода положен способ приема радиосигналов от ПС на заданной (произвольной) частоте и ретрансляция его с автоматическим ограничением
мощности на рабочей частоте приемника ГНСС. Метод позволяет
преодолеть основную теоретическую и практическую проблему,
препятствующую широкому внедрению перспективных функциональных дополнений ГНСС на основе ПС – большой динамический
277
диапазон изменения уровня сигнала, не позволяющий использовать
обычные приемники ГНСС для одновременного приема сигналов от
навигационных спутников и ПС. Предложенный метод позволяет
повысить в несколько раз характеристики точности и непрерывности навигационной информации в ССП. При использовании одного
ПС точность навигационных определений может возрасти в 2–3 раз,
особенно в условиях сложной электромагнитной помеховой обстановки.
Разработан метод предупреждения столкновения пилотируемого ЛА с землей при маловысотном полете, основанный на геоинформационных технологиях, технологиях ГНСС и математическом способе трехмерного синтеза сборных сечений подстилающей поверхности с выделением опасных элементов рельефа или искусственных
препятствий. Экспертные оценки показывают, что использование
этого метода позволяет в 2,6 раза уменьшить время на принятие решения о характере необходимого маневра для безопасного продолжения полета, а также в 1,6 раза увеличить запас высоты над рельефом или препятствием в случае принятия решения о выходе из
опасной ситуации путем набора высоты.
Разработан метод принятия решения о выполнении маневра пилотом ЛА или системой автоматического управления БЛА, обеспечивающий комплексный подход к выбору наиболее безопасной траектории движения с учетом ограничений, накладываемых характером рельефа местности, тактико-техническими характеристиками
ЛА и другой доступной информацией. Этот метод позволяет сократить до 3,5 раз время на принятие пилотом решения о характере необходимого маневра.
Разработан метод предупреждения столкновения с землей на основе использования динамических уравнений движения ЛА или
БЛА и анализа характера подстилающей поверхности в районе полета. Использование динамических уравнений движения позволяет построить математические модели для расчета минимально допустимых радиусов разворота и прогнозируемую траекторию полета,
а алгоритмы сканирования рельефа, базирующиеся на геоинформационных базах данных и текущих параметрах движения ЛА
или БЛА, получаемых от ГНСС, обеспечивают определение степени
опасности при движении по прогнозируемой траектории. Использование этого метода дает возможность пилоту в 1,6 раза уменьшить
время на принятие решения о выполнении необходимого маневра.
Метод применим, в том числе, для ЛА обладающих способностью,
как и вертолеты, к вертикальному взлету и зависанию.
278
Разработан метод предотвращения посадки ЛА на несанкционированную ВПП, основанный на расчете виртуальных посадочных
глиссад. В предложенном методе, в отличие от известных ранее,
предусмотрено формирование адаптированного к типу ЛА оповещения о выборе ВПП для захода на посадку, формирование предупреждения об отклонениях ЛА от заданной траектории и об отклонениях прогнозируемой точки посадки от заданной точки посадки.
Экспертные оценки показывают, что использование предложенного
метода позволяет в 4,2 раза уменьшить время на принятие пилотом
решения о характере необходимого маневра для предотвращения
аварийной ситуации.
Разработаны комплексные методы оповещения о положении ЛА
или БЛА при посадке и движении после приземления. Эти методы
обеспечивают расширение возможностей ССП за счет функций СПС
и поддержку функций СПС за счет использования навигационной
информации от ССП. В отличие от известных ранее, вновь разработанные методы используют обоснованные параметры перехода (удаление от ВПП или цели, наклон глиссады) от использования угловых отклонений от заданной траектории к линейным отклонениям.
В новых методах формируются предупреждения о недопустимом
боковом отклонении от оси ВПП при пробеге, а также формируются отображения оставшегося до конца ВПП расстояния, проекций
векторов требуемого и фактического торможения, проекции на ось
ВПП расчетной точки остановки ЛА. Использование разработанных комплексных методов позволяет существенно повысить точность навигационных данных, используемых в СПС, а также уменьшить в несколько раза вероятность выдачи ложной сигнализации.
Обоснованы принципы построения современных систем для повышения безопасности полетов. Прежде всего, это: многофункциональность, мультисистемность, интегрированность, многоканальность,
параллельная работа и резервирование, контролепригодность и контролеспособность. Конструктивными особенностями построения систем повышения безопасности полетов на основе ССП и СПС является использование следующих единых устройств: антенно-фидерной
системы, многофункциональных индикаторов и бортовых приемоизмерителей ГНСС. Выбор оптимальных альтернатив, определяющих
функциональное ядро любых современных радиоэлектронных комплексов, целесообразно осуществляться с использованием методологического подход, разработанного в настоящей работе.
На основе разработанного методологического подхода в процессе разработки новых образцов авиационного оборудования в зна279
чительной степени исключается влияние субъективных факторов
на выбор ключевых функциональных элементов для построения
систем обеспечения безопасности полетов ЛА, а также упрощается процедура выбора этих элементов путем использования нового
подхода, базирующегося на использовании экспертных навигационно-ориентированных систем, использующих широкий круг критериев предпочтений и математический аппарат теории нечетких
множеств. Результатом применения предложенного подхода явилось оснащение российских ЛА отечественным конкурентоспособным оборудованием и практическое прекращение использования
импортной авионики в части СПС и ССП.
Разработанный методологический подход позволил в 1,5–2 раза
сократить сроки разработки новых образцов ССП и ССП на основе
использования навигационного поля ГНСС и ее функциональных
дополнений. Предложенные структурные схемы построения ССП
и СПС позволили осуществить модернизацию около 30 типов пилотажно-навигационных комплексов находящихся в эксплуатации
ЛА и тем самым повысить безопасность полетов.
Разработанные бортовые подсистемы для ССП и СПС, построенные на основе предложенной методологии (правил, приемов, путей,
способов, алгоритмов) к настоящему времени реализованы во многих программно-аппаратных комплексов изделий современной авионики. Следует отметить, что за последние десять лет не произошло
ни одного аварийного происшествия с ЛА, оборудованными такими
изделиями.
Использование рекомендаций, приведенных в настоящей работе, позволяет уменьшить в 4–5 раз вероятность ложной сигнализации в системах предупреждения столкновения с землей при их комплексном использовании с системами спутниковой посадки за счет
повышения в 4 и более раз точности определения навигационных
параметров в дифференциальном режиме ГНСС, что ведет к снижению вероятности авиационных происшествий на самых аварийноопасных этапах полета – заходе на посадку и посадке.
Применение разработанных подходов в части повышения эргономичности бортовых навигационно-пилотажных комплексов путем представления экипажу картины подстилающей поверхности
совместно с пилотажной информацией способно значительно повысить безопасность посадки при совместном использовании ССП и
СПС. Поэтому при создании новых типов бортовых систем повышения эффективности и безопасности полетов эти две системы должны всегда применяться на основе комплексного использования.
280
Материалы монографии могут быть использованы при разработке тактико-технических требований к бортовым навигационно-пилотажным комплексам ЛА, к наземным системам функциональных дополнений ГНСС, а также при разработке навигационных радиоэлектронных комплексов для повышения их эффективности.
Большая часть представленных в монографии способов и систем
защищена патентами РФ и международными заявками на изобретения.
Разработанные способы и системы на начало 2016 г. использовались в бортовом радиоэлектронном оборудовании более 2000 летательных аппаратов государственной и гражданской авиации России.
281
Литература
1. Годовой доклад Совета. 2011 г. [Электронный ресурс] //Международная организация гражданской авиации. Doc 9975 www.icao.
int
2. Аралов Г. Д. Анализ проблем обеспечения безопасности полетов
[Текст] // Проблемы безопасности полетов. №5. 2012. М.:ВНИИТИ,
2012.
3. Ежегодный доклад Межгосударственного авиационного комитета (МАК) «Состояние безопасности полетов в 2011 г.» www.mak.
ru.
4. Материалы 5-й международной конференции «Безопасность
авиатранспортного комплекса». [Электронный ресурс] / М., 20 февраля 2012.
5. Гузий А. Г., Лушкин А. М. Количественное оценивание показателей текущего уровня безопасности полетов эксплуатанта воздушных судов // Проблемы безопасности полетов. №10. 2008. М.:
ВНИИТИ, 2008.
6. Аннотация исследования, проведенного европейским агентством безопасности полетов (EASA) за 2009 г. / Проблемы безопасности полетов, №11. 2010. М.: ВНИИТИ, 2010.
7. Военная доктрина Российской Федерации на период до 2020 г.
/ Утверждена Указом Президента Российской Федерации от 5 февраля 2010 г. № 146 «О Военной доктрине Российской Федерации».
http://stat.doc.mil.ru/documents.
8. Руководство по управлению безопасностью полетов / Doc 9859,
Издание первое. Международная организация гражданской авиации, 2006.
9. Сетевые спутниковые радионавигационные системы /
П. П. Дмитриев [и др.]; отв. ред. В. С. Шебшаевич. 2-е изд. М.: Радио
и связь, 1993. 408 с.
10. Terrain Awareness And Warning System (TAWS) / ARINC 763,
Рекомендации от 10 декабря 1999.
11. Свидетельство о годности комплектующего изделия. СГКИ034–112-СРПБ / Межгосударственный авиационный комитет. Авиационный регистр. 2003.
12. Дрягин Д. М. Комплексная система раннего предупреждения приближения к земле с расширенными функциональными возможностями и программно-алгоритмические средства, минимизирующие вероятность ложной сигнализации: дисс. канд. техн. наук:
05.11.03. М.: РГБ, 2006.
282
13. Akos, D. Development and Testing of the Stanford LAAS Ground
Facility Prototype / D. Akos, S. Gleason, P. Enge, M. Luo, B. Pervan,
S. Pullen, G. Xie, J. Yang, J. Zhang // NTM 2000: Proceedings of 2000
National Technical Meeting of the Institute of Navigation. Anaheim,
2000. pр. 210–219.
14. Braff R. LAAS Performance for Terminal Area Navigation
[Текст] / ION 57th Annual Meeting/CIGTF 20th Biennial Guidance
Test Symposium, 11–13 June, 2001, Albuquerque, NM, pp. 252–262.
15. Соловьёв Ю. А. Спутниковая навигация и её приложения. М.:
Эко-Трендз, 2003. 326 с.
16. Яценков В. С. Основы спутниковой навигации. Системы PS
NAVSTAR и ГЛОНАСС. [Текст] / М:Горячая линия-Телеком, 2005.
С. 272.
17. Локальная контрольно-корректирующая станция. Сертификат типа №399 от 02.12.2005 г. Межгосударственный авиационный
комитет. Авиационный регистр.
18. Приложение 10 к Конвенции о международной гражданской
авиации. Авиационная электросвязь. Радионавигационные средства. Т. 1 / Изд. 6-е, Июль 2006.
19. Сосновский А. А., Хаймович И. А. Радиотехнические средства
ближней навигации и посадки летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1975. С. 200.
20. Сосновский А. А., Хаймович И. А. и др. Авиационная радионавигация: Справочник / М.: Транспорт, 1990. С. 264.
21. Радионавигационный план российской федерации. Основные
направления развития радионавигационных систем и средств (редакция 2008 г.) [Электронный ресурс] / http://stat.doc.ru/documents/
22. Поправка № 27 к Приложению 6, часть 1. Конвенция о международной гражданской авиации / ИКАО, рекомендательное письмо AN 11/1 1/26–01/61 от 15 июня 2001.
23. Эргадические интегрированные комплексы летательных аппаратов / под ред. М. М. Сильвестрова. М.: Филиал Воениздата,
2007. 512 с.
24. Minimum Performance Standards Airborne Ground Proximity
Warning Equipment //RTCA DO-161A. 1976.
25. Ground Proximity Warning Equipment (GPWS) / ARINC
CHARACTERISTIC 723, AERONAUTICAL RADIO, INC, 1988.
26. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран – членов СЭВ (ЕНЛГ-С) / МВК по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР. 1985.
470 с.
283
27. Авиационные правила. Ч. 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов // Межгосударственный авиационный
комитет. M.: ОАО «АВИАИЗДАТ», 2003.
28. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории // Межгосударственный авиационный комитет. M.: ОАО «АВИАИЗДАТ», 2004.
29. Авиационные правила. Часть 29. Нормы летной годности
винтокрылых аппаратов транспортной категории // Межгосударственный авиационный комитет. M.: ОАО «АВИАИЗДАТ», 1995.
30. Саута О. И., Губкин С. В. Исследование математической модели входного сигнала бортового приемника РСБН в зоне посадки
ЛА //Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОВР 1987. Вып. 5. С. 39–48.
31. Саута О. И., Губкин С. В. Статистические характеристики
азимутально-дальномерной информации РСБН при посадке ЛА //
Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОВР. 1987. Вып. 7. С. 23–29.
32. Саута О. И. Обоснование возможности использования отечественных РСБН при выполнении заходов самолетов на посадку.
33. Саута О. И. Использование радиомаяков радиотехнической
системы ближней навигации для обеспечения инструментального
захода на посадку //
34. Баранов Ю. Ю., Курочкина С. Л., Саута О. И. Адаптивный
дифференциальный алгоритм анализа статистической достоверности радиотехнической информации.
35. Саута О. И. Обоснование выбора системы координат при построении алгоритмов комплексной обработки информации в системе посадки на базе радиотехнической системы ближней навигации.
36. Система сигнализации опасной скорости сближения с землей. ССОС. 6Г1.700.009 РЭ, 1975.
37. Система предупреждения приближения земли. СППЗ-1. Руководство по технической эксплуатации. 6Г1.700.009 РЭ, 1984.
38. Самолет Ил-62. Система сигнализации опасной скорости
сближения с землей «Вектор». Методическое пособие авиационного
инженера. Вып.2. М.: Воздушный транспорт, 1983.
39. David Learmount, FSF launches final assault on ‘killer’ CFIT
accident rate. Flight International, 20–26 November, 1996. pр. 15.
40. David Learmount, Task force plans to halve CFIT incidents,
Flight International, 9–15 November, 1994. pр. 11.
41. William В Scott, New Technology, Training Target CFIT Losses,
Aviation Week and Space Technology, November 4.1996. pp. 73–77.
42. Edward H Phillips, FAA May Mandate Enhanced GPWS,
Aviation Week and Space Technology, April 21,1997, pp. 22–23.
284
43. Edward H Phillips, Safety of Nonprecision Approaches
Examined, Aviation Week and Space Technology, August 18,1997, pp.
23–29.
44. Terrain Awareness And Warning System. TS0-C151В /
Department of Transportation Federal Aviation Administration, USA,
2002.
45. Саута О. И. К вопросу использования системы РСБН для обеспечения захода на посадку на малооборудованные аэродромы //
Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОВР. 1990. Вып. 5. С. 29–37.
46. Морская доктрина Российской Федерации на период до 2020
года / [Электронный ресурс http://stat.doc.mil.ru/documents].
47. Баранов Ю. Ю., Губкин С. В., Саута О. И. Исследование цифровых фильтров РСБН для высокоскоростных ЛА // Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОВР.-1989. Вып. 10. С. 3–10.
48. Бакитько Р. В., и др. ГЛОНАСС. Принципы построения и
функционирования / под. ред. Ф. И. Перова, В. Н. Харисова. Изд.
3-е. Радиотехника, 2005. 688 с.
49. Глобальная навигационная спутниковая система. ГЛОНАСС.
Интерфейсный контрольный документ. Ред.5.1 // РНИИ Космического приборостроения, М., 2008.
50. Interface control document. Rev.C.ICD-GPS-200, ARINC, 2000.
51. GALILEO OPEN SERVICE. Signal in space Interface control
document ICD SIS ICD, European Space Agency. Galileo Joint
Undertaking, 2006.
52. Руководство по навигации, основанной на характеристиках.
(PBN). Изд. Третье, ИКАО, 2008.
53. Квалификационные требования «Бортовое оборудование
спутниковой навигации» КТ – 34–01. Редакция 4. Межгосударственный авиационный комитет, 2011.
54. Квалификационные требования «Бортовое оборудование
ГНСС/ЛККС» КТ – 253. Редакция 1. Межгосударственный авиационный комитет, -2007.
55. Квалификационные требования «Бортовое оборудование
ГНСС/SBAS» КТ – 229. Редакция 1. Межгосударственный авиационный комитет, 2011.
56. RTCA DO-209, Minimum operational performance standards for
Global Positioning System/Wide Area Augmentation System Airbone
equipment // Radio Technical Commission for Aeronautics, 2006.
57. RTCA DO-245A, Minimum Aviation System Performance
Standards for Local Area Augmentation System (LAAS) // Radio
Technical Commission for Aeronautics, 2004.
285
58. RTCA DO-246C, GNSS Based Precision Approach Local Area
Augmentation System (LAAS) – Signal-in-Space Interface Control
Document (ICD) [Electronic resource] // Radio Technical Commission
for Aeronautics, 2005.
59. Соколов А. А. Оценка ошибок дифференциальных поправок
ЛККС авиационного назначения. Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. СПб., 2005.
60. Соколов А. И., Чистякова С. С. Контроль фазовых измерений в опорных приемниках наземных систем локальных функциональных дополнений GPS/Глонасс / А. И. Соколов, Изв. СПбГЭТУ
«ЛЭТИ» /СПбГЭТУ «ЛЭТИ», 2006. Вып. 2: Радиоэлектроника и телекоммуникации. С. 27–32.
61. Чистякова С. С. Исследование влияния перескоков фазовых
измерений на ошибки определения координат воздушного судна
в инструментальной дифференциальной спутниковой системе посадки.// 62 я Научно техническая конференция посвященная дню
радио. Труды конференции. Апр. 2007 г. // СПб.: СПБГЭТУ «ЛЭТИ».
62. Саута О. И., Саута А. О., Чистякова С. С., Юрченко Ю. С., Соколов А. И., Шарыпов А. А. Влияние многолучевого распространения
сигналов на ошибки измерений в глобальной навигационной спутниковой системе // Четвертая Всероссийская конференция «Фундаментальное и прикладное координатно-временное и навигационное
обеспечение» (КВНО-2011). Тезисы докладов. Институт прикладной
астрономии РАН, Санкт-Петербург, 2011. С. 224–226.
63. Саута О. И., Соколов А. И., Юрченко Ю. С. Оценка точности
формирования данных локальной контрольно-корректирующей
станции авиационного назначения // Вопросы радиоэлектроники.
Сер.РЛТ.-2009-Вып.2. С. 183–193.
64. Интегрированный комплекс
65. Бабуров В. И., Рогова А. А., Соболев С. П. Способ расчета отклонений самолета от курсовой линии и глиссады в бортовом оборудовании спутниковой системы посадки / Научный вестник НГТУ,
2005. № 1. С. 3–10.
66. Руководство по эксплуатации. Система раннего предупреждения близости земли. СРПБЗ. РШПИ.461531.001 РЭ. ВНИИРА,
2004.
67. Standards for Processing Aeronautical Data. RTCA DO-200A,
// Radio Technical Commission for Aeronautics, 2005.
68. Приложение 4 к Конвенции о международной гражданской
авиации. Аэронавигационные карты. Изд. одиннадцатое, июль,
2009.
286
69. Мясников Е. В. Высокоточное оружие и стратегический баланс // Центр по изучению проблем разоружения, энергетики и экологии при МФТИ, Долгопрудный, 2000. 43 с.
70. Макаров Н. Н. Системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата // Диссертации на соискание
ученой степени доктора технических наук, OAO «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения», Ульяновск, 2009.
71. Отчеты Межгосударственного авиационного комитета по состоянию безопасности полетов в гражданской авиации в 1992–2004
/ МАК, М., 231 с.
72. World Aircraft Accident Summary – CAA CAP479, Airclaims,
London TW6 2AS, 1963–2004.
73. Выполнение требований стандартов ICAO – ключ к обеспечению безопасности полетов / Безопасность полетов, 25 марта 2002
года. С. 12–19.
74. ICAO Accident Prevention Manual, Doc 9422 – AN/923.
75. Абезгауз Г. Г. и др. Справочник по вероятностным расчетам.
М.: Воениздат, 1970.
76. Бронштейн И. Н., Семендяев К. А. Справочник по математике. М.: Наука, 1965.
77. Выгодский М. Я. Справочник по высшей математике. М.: «Наука», 1973.
78. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике для научных работников и инженеров. М.: Наука, 1974.
79. Бабуров В. И., Иванцевич Н. В., Саута О. И. Формализованный подход к выбору приемоизмерителя для бортового оборудования спутниковой навигации и посадки // Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОТ. 2011. Вып.4. С. 16–31.
80. Балясников Б. Н., Куклев Е. А., Олянюк П. В., Саута О. И., Щенников Д. Л. Выбор приемника ГНСС для навигационно-посадочных
комплексов с использованием интегральных показателей качества.
81. Бабуров В. И., Иванцевич Н. В., Саута О. И. Критерии предпочтений в задаче выбора спутникового приемника для навигационнопосадочного комплекса // XVII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам.
Сборник материалов под ред. академика РАН В. Г. Пешехонова, Государственный научный центр РФ, ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2010. С. 425–427.
82. Бабуров В. И., Иванцевич Н. В., Саута О. И. Интегральные
показатели качества приемников ГНСС для навигационно-поса287
дочных комплексов // XVIII Санкт-Петербургская международная
конференция по интегрированным навигационным системам. Сборник материалов под ред. академика РАН В. Г. Пешехонова, Государственный научный центр РФ, ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2011. С. 327–329.
83. Саута О. И. Методологический подход к разработке радиотехнических комплексов //
84. Беллман Р., Заде Л. Принятие решений в расплывчатых условиях // Вопросы анализа и процедуры принятия решений. М.: Мир,
1976. С. 172–215.
85. Стулов А. В. Эксплуатация авиационного оборудования спутниковой навигации.- М.: Воздушный транспорт, 2003.-326с.
86. Орловский С. А. Проблемы принятия решений при нечеткой
информации. М.: Наука, 1981. 206 с.
87. Мешалкин В. П. Экспертные системы в химической технологии. М.: Химия, 1995. 368 с.
88. Нечеткие множества и теория возможностей. Последние достижения / под ред. Р. Р. Ягера. М.: Радио и связь, 1986. 408 с.
89. Обработка нечеткой информации в системах принятия решений / А. Н. Борисов, А. В. Алексеев, Г. В. Меркурьева и др. М.: Радио
и связь, 1989. 304 с.
90. Обработка нечеткой информации в системах принятия решений / А. Н. Борисов, А. В. Алексеев, Г. В. Меркурьева и др. М.: Радио
и связь, 1989. 304 с.
91. Саута О. И. Использование спутниковой навигационной информации для повышения эффективности вооружения // Новые
технологии. Материалы VIII Всероссийской конференции. М.: РАН,
2011. С. 106–115.
92. Саута О. И. Использование спутниковой навигационной информации для повышения эффективности вооружения // Межвузовский научно-технический семинар. Тезисы доклада. Михайловская военная артиллерийская академия, 2011.
93. Саута О. И. Рекомендации по комплексному применению
спутниковых технологий в системах управления //
94. Baburov V.I., Volchok J.G., Galperin T.B., Gubkin S.V., Dolzhenkov
N.N., Zavalishin O.I., Kupchinsky E.B., Kushelman V.Y., Sauta
O.I., Sokolov A.I., Jurchenko J.S. Airplane landing method using a
satellite navigation system and a landing system based thereon // WO
2009/011611 A1, publication date 22.01.2009.
95. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В., Долженков Н. Н., Завалишин О. И., Купчинский Е. Б., Кушельман В. Я.,
288
Саута О. И., Соколов А. И., Юрченко Ю. С. Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе // Патент № RU 2 331 901,
опубл. 20.08.2008, Бюл. № 23.
96. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В., Саута О. И., Соколов А. И., Юрченко Ю. С. Способ посадки летательных
аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы
// Патент № RU 2 385 469, опубл. 27.03.2010, Бюл. № 9.
97. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В., Саута О. И., Соколов А. И., Чистякова С. С., Юрченко Ю. С. Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе // Патент № RU
2 371 737, опубл. 27.10.2009, Бюл. № 30.
98. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В.,
Иванцевич Н. В., Саута О. И., Соколов А. И., Чистякова С. С., Юрченко Ю. С. Спутниковая радионавигационная система посадки с использованием псевдоспутников // Патент № RU 2 439 617, опубл.
10.01.2012, Бюл. № 1.
99. Бабуров В. И., Гальперин Т. Б., Герчиков А. Г., Иванцевич Н. В.,
Саута О. И., Соколов А. И., Чистякова С. С., Юрченко Ю. С. Комплексный способ навигации летательных аппаратов // Заявка
№ 2012136399, приоритет от 17.08.2012.
100. Саута О. И. Получение оценок статистических характеристик измерений РСБН на траекториях захода на посадку // ЧТР,
Гос. рег. № Я-85628, 1986.
101. Саута О. И., Курочкина С. Л. Алгоритм анализа качества и
увеличения достоверности информации при работе фильтра с несколькими радиотехническими измерителями // ЧТР, Гос. рег. №
Г-07757, 1989.
102. Иванов Ю. П., Никитин В. Г., Рогова А. А., Саута О. И., Соболев С. П. Анализ целостности спутниковой навигационной системы
посадки / Сборник научных трудов НГТУ. – Новосибирск: Изд-во
НГТУ, 2006. Вып. 2 (44). 188 с. С. 9–20.
103. Саута О. И. Метод оценки целостности спутниковой навигационной системы / Иванов Ю. П., Никитин В. Г., Рогова А. А., Соболев С. П. Известия СПбГЭТУ «ЛЭТИ». Серия «Радиолокация и радионавигация», №5. 2006. С. 69–77.
104. Саута О. И. , Соколов А. И., Юрченко Ю. С. Оценка точности
формирования данных локальной контрольно-корректирующей
станции авиационного назначения // Вопросы радиоэлектроники.
Сер.РЛТ. 2009. Вып. 2. С. 183–193.
289
105. Патент США №5 361 212, кл. G01S5/00 заявл. 11.02.92 г.,
опубл. 01.11.1994 г.
106. Патент РФ № 2 237 256, кл. G01S5/00, H04B1/06, заявл.
21.02.2001 г., опубл. 27.09.2004 г.
107. Sleewaegen, J. Multipath Mitigation, Benefits from using
the Signal-to-Noise Ratio [Text] / J. Sleewaegen // ION GPS–1997:
Proceedings of the 10th International Technical Meeting of the
Satellite Division of the Institute of Navigation. Kansas City, 1997. P.
531–541.
108. Казаринов Ю. М. Проектирование устройств фильтрации
радиосигналов / Ю.М. Казаринов, А.И.Соколов, Ю.С.Юрченко; под
общ. ред. Ю.М. Казаринова. Л.: ЛЭТИ, 1985. 160 с.
109. Чистякова С. С. Исследование и разработка методов обнаружения и коррекции скачков фазовых измерений в системе инструментальной посадки летательных аппаратов с использованием ГНСС // дисс. на соискание уч.ст. кандидата технических наук,
СПбГТУ «ЛЭТИ», СПб., 2009.
110. Патент США №5 361 212, кл.G01S5/00 заявл. 11.02.92 г.,
опубл. 01.11.1994 г.
111. Патент РФ № 2331901., кл. G01S5/02, H04B1/06, заявл. № 2007128023/09(030512) 17.07.2007 г., положит.решение от
05.02.2008 г., опубл. БИЗ №23 20.08.2008 г.
112. Category I Local Area Augmentation System Ground Facility
[Electronic resource]: Specification FAA-E-2937A // U.S. Department
of Transportation Federal Aviation Administration, April 17, 2002. –
Режим доступа: http://gps.faa.gov/Library.
113. Shau-Shiun Jan. Aircraft Landing Using a Modernized
Global Positioning System And the Wide Area Augmentation System.
A dissertation submitted to the department of aeronautics and
astronautics and committee on graduate studies of Stanford University
in partial fulfillment of the requirements for the degree of doctor of
philosophy. May 2003. [Electronic resource]/ Режим доступа: http://
waas.stanford.edu/pubs/index.htm.
114. Патент РФ № 2 331 901. кл. G01S5/02, H04B1/06, опубл. БИЗ
№23 20.08.2008 г.
115. Заездный А. М. Основы расчетов по статистической радиотехнике. М. Связь, 1969г.
116. Казаринов Ю. М., Соколов А. И., Юрченко Ю. С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. Л.: Изд-во ЛГУ, 1985г.
117. Патент США №5 361 212, кл. G01S5/00 заявл. 11.02.92 г.,
опубл. 01.11.1994 г.
290
118. Патент США №6, 469, 663 В1, кл. G01S 5/02, завл.
24.10.2000 г., опубл. 22.10.2002.
119. Патент США №6, 166, 683, кл. G01S 5/02, завл. 19.12.1998 г.,
опубл. 26.12.2000.
120. C. Altmayer. Cycle Detection And Correction by Means of
Integrated System // ION NMT 2000, Anaheim, CA
121. Normark, P. и др. The Next Generation Integrity Monitor
Testbed (IMT) for Ground System Development and Validation Testing
Presented Sep 2001 at the Institute of Navigation›s GPS Conference,
Salt Lake City, UT.
122. Гришин Ю. П., Казаринов Ю. М. Динамические системы,
устойчивые к отказам / М.: Радио и связь, 1985. 176 с.
123. Бабуров В. И., Васильева Н. В., Иванцевич Н. В., Панов Э. А.
Совместное использование полей спутниковых радионавигационных систем и сетей псевдоспутников. СПб, Изд. «Агентство «РДКПринт», 2005. 264 с.
124. GPS PRECISION APPROACH AND LANDING SYSTEM FOR
AIRCRAFT. Patent Number: 5,311,194, Date of Patent: May 10, 1994.
125. Спутниковая радионавигационная система захода на посадку и посадки. Патент РФ 2236020 GO1S 5/02, заявлен 19.09.2002 ,
опубликован 10.09.2004.
126. S. Martin. Antenna diagram shaping for pseudolite transmitter
antennas – a solution to the near-far problem. //ION GPS’99, p. 1479.
127. C. Bartone, F. van Grass Airport pseudolite for precision
approach applications. //ION GPS’97. p. 1841.
128. Генераторы высоких и сверхвысоких частот: Учеб.пособие для вузов / О. В. Алексеев, А. А. Головков, А. В. Митрофанов,
В. В Полевой, А. А. Соловьев. М.: Высш. шк., 2003.
129. Baburov V. I., Volchok J. G., Galperin T. B., Gubkin S.V., Maslov A.V.,
Sauta O.I. Method for preventing an aircraft collision with a terrain
relief and a device based thereon // WO 2007/123438 A1, publication
date 01.11.2007.
130. Бабуров В. И., Гальперин Т. Б., Маслов А. В., Саута О. И. Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с горным
рельефом при возможности разворота на обратный курс // Вопросы
радиоэлектроники. Сер.РЛТ.-2009-Вып.2. С. 114–126.
131. Бабуров В. И., Гальперин Т. Б., Маслов А. В., Саута О. И. О
развитии идеологии способов предупреждения столкновения летательных аппаратов с рельефом местности // Вопросы радиоэлектроники. Сер.РЛТ. 2010. Вып.2. С. 180–190.
291
132. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Губкин С. В., Маслов А. В., Саута О. И., Гальперин Т. Б., Пухов Г. Г., Мороз Н. В., Водов М. А. Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с землей и устройство на его основе // Патент № RU 2 262 746, опубл.
20.10.2005, Бюл. № 29.
133. Бабуров В. И., Мхитарян В. А., Концевич Л. В., Саута О. И.,
Гальперин Т. Б. Система предупреждения столкновения летательного аппарата с землей // Патент № RU 2 271 039, опубл. 27.02.2006,
Бюл. № 6.
134. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В.,
Маслов А. В., Саута О. И. Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности и устройство на его основе // Патент № RU 2 301 456, опубл. 20.06.2007, Бюл. № 17.
135. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В.,
Маслов А. В., Саута О. И. Способ предупреждения столкновения самолетов и вертолетов с рельефом местности и устройство на его основе // Патент № RU 2 376 645, опубл. 20.12.2009, Бюл. № 35.
136. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В., Маслов А. В., Саута О. И. Способ оповещения о расположении летательного аппарата относительно взлетно-посадочных полос при заходе на
посадку // Патент № RU 2 410 753, опубл. 27.01.2011, Бюл. № 3.
137. Бабуров В. И., Волчок Ю. Г., Гальперин Т. Б., Губкин С. В.,
Маслов А. В., Саута О. И., Рогова А. А. Способ оповещения о расположении летательного аппарата относительно взлетно-посадочных
полос при заходе на посадку и движении после приземления // Положительное решение о выдаче патента по заявке на изобретение
№ 2011113706/11(020353), приоритет от 04.04.2011.
138. Гомин С. В., Макельников А. А., Маслов А. В., Приемышева А. А., Саута О. И., Семенов Г. О., Соболев С. П. Программа формирования предупредительной и аварийной сигнализации // Свидетельство об официальной регистрации программ для ЭВМ. РФ
№ 2005611918. Федеральная служба по интеллектуальной собственности, патентам и товарным знакам, 2005.
139. Патент Франции № 2731824, кл. G08G 5/04, заявл.
17.03.1995 г., опубл. 20.09.1998 г.
140. Патент Франции № 2747492, кл. G08G 5/04, заявл.
15.04.1996 г., опубл. 17.10.1997 г.
141. Патент Франции № 2 773 609, кл. G01С 5/00, заявл.
12.01.1998 г., опубл. 16.07.1999 г.
142. Патент США № 5,892,462, кл. G08G 5/04, заявл. 20.06.1997 г.,
опубл. 06.04.1999 г.
292
143. Патент США № 6,021,374, кл. G06F 163/00, заявл.
09.10.1997 г., опубл. 01.02.2000 г.
144. Патент США № 6 480 120, кл. G08B 23/00, заявл.
15.04.1996 г., опубл. 12.11.2002 г.
145. Патент Россия № 2 211 489, кл. G08G 5/04, заявл.
11.01.1999 г., опубл. 27.08.2003 г.
146. Патент Франции № 2 731 824, кл. G08G 5/04, заявл.
17.03.1995 г., опубл. 20.09.1998 г.
147. Патент Франции № 2 747 492, кл. G08G 5/04, заявл.
15.04.1996 г., опубл. 17.10.1997 г.
148. Кубланов М. С. Аэродинамика и динамика полета. М.: МГУ,
2000.
149. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета.
Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1965.
150. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1969.
151. Патент Россия № 2 312 787, кл. B64D 45/04, заявл.
25.11.2004 г., опубл. 20.12.2007 г.
152. Заявка США № 2006290531, кл. G08G5/54, опубл.
28.12.2006 г.
153. Саута О. И. Обоснование целесообразности использования
навигационных радиомаяков РСБН для обеспечения заходов ЛА на
посадку.
154. Саута О. И. Комплексная обработка информации навигационных и посадочных систем //
155. Агеева В. М., Павлова Н. В. Приборные комплексы летательных аппаратов и их проектирование / под ред. В. В. Петрова. М.:
Машиностроение, 1990. 432 с.
156. Патент США № 6 983 206B2, кл. G08B 23/00, заявл.
15.05.2003 г., опубл. 03.01.2006 г.
157. Патент США № 7 079 951B2, кл. G01S 13/00, заявл.
10.12.2004 г., опубл. 18.07.2006 г.
158. Патент США № 7 206 698B2, кл. G06F 17/00, заявл.
10.12.2004 г., опубл. 17.04.2007 г.
159. Патент США № 7 363 145B2, кл. G08G 5/00, заявл.
10.12.2004 г., опубл. 22.04.2008 г.
160. Котик М. Г. Динамика взлета и посадки самолетов. М.: Машиностроение, 1984.
161. Прикладная наука и организация производства: [монография]. Глава10 А. А. Рогова, О. И. Саута / Под ред. доктора техниче293
ских наук, профессора П. А. Созинова. Министерство образования
и науки Российской федерации. СПб.: ГУАП, 2011. С. 281–306.
162. Авиационные приборы и навигационные системы. // Под
ред. О.А.Бабича. Утв. Гланокомандующим ВВС в качестве учебника
для слушателей инженерных ВВУЗов ВВС.- М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1981. 348 с.
163. Беляевский Л. С, Новиков В. С., Олянюк П. В. Основы радионавигации: учебник для вузов гражд. авиации. М.: Транспорт,
1982. 288 с.
164. Черный Б. Ф. Распространение радиоволн. Изд.2. М.: Сов. радио, 1972. 464 с.
165. Губкин С. В., Федотов С. П., Саута О. И. Основные принципы
и методы проведения летных испытаний и определения статистических характеристик радиотехнических сигналов в режиме захода
на посадку // Всесоюзная межотраслевая научно-техническая конференция по радиотехническому обеспечению посадок корабельных летательных аппаратов. Феодосия, 1987. С. 15–25.
166. Калашников В. С., Куклев Е. А., Разумов А. В., Олянюк П. В.,
Саута О. И. Принципы построения бортовых авиационных навигационно-информационных систем.
167. Калашников В. С., Куклев Е. А., Олянюк П. В., Плясовских А. П., Саута О. И. Рекомендации по комплексному применению спутниковых технологий в системах управления высокоточного оружия и беспилотных летательных аппаратов.
168. Саута О. И. Использование радиомаяков РСБН для обеспечения инструментального захода на посадку // Материалы XI отраслевой научно-технической конференции министерства радиоэлектронной промышленности, Л.: ВНИИРА, 1991. С. 67–76.
169. Саута О. И. Состояние разработки и внедрения спутниковой системы навигации и посадки // III Международный форум по
спутниковой навигации. Сборник материалов, «Профессиональные
конференции», М., 2009. С. 64.
170. Губкин С. В., Званцева Н. Д., Комаров С. Н., Лукьянов В. В.,
Маслов А. В., Саута О. И. Исследование моделей датчиков случайных процессов // ОКР «Привод-СВ-Борт», Кн. 3. Ч. 2, ВНИИРА,
1985. С. 71.
171. Губкин С. В., Саута О. И. Основные принципы и методы
проведения летных испытаний и обработки результатов при работе с аппаратурой А-340 в режиме захода на посадку по АДРМ в части определения статистических характеристик радиотехнических
сигналов // ОКР «Привод-СВ-Борт», Кн.5. ВНИИРА, 1985. С. 35.
294
172. Губкин С. В., Маслов А. В., Саута О. И. Анализ качества выполнения заходов на посадку с коррекцией от АДРМ «Привод-СВ»
по программам №21Ф83 и №3Ф84 // ОКР «Привод-СВ-Борт», Кн. 6.,
ВНИИРА, 1985. С. 30.
173. Руководство по эксплуатации. Бортовая многофункциональная система. БМС-Индикатор. НГТК.461535.001 РЭ. СанктПетербург, ВНИИРА-Навигатор, 2007.
174. Руководство по эксплуатации. Аппаратура приема и преобразования дифференциальных данных. АПДД. НГТК.461534.001
РЭ. Санкт-Петербург, ВНИИРА-Навигатор, 2006.
175. Бабуров В. И., Пономаренко Б. В. Принципы интегрированной
бортовой авионики.- СПб, Изд. «Агентство РДК-Принт», 2005. 448 с.
176. WWW.JAVAD.COM
177. Радиоавтоматика: учеб пособие для студ. Высш. Учеб. Заведений / А. И. Соколов, Ю. С. Юрченко. Издательский центр «Академия», 2010. 272 с.
178. ГОСТ 28387–89
179. ГОСТ 15827–70
180. ГОСТ 18977–79
181. РТМ 1495 с изм.2 и 3
182. ГОСТ 26765.52–87
183. MIL-STD-1553B
184. ГОСТ18977–79
185. ARINC-429
186. Акт по результатам наземных и летных испытаний головного самолета Як-42Д АК «ГАЗПРОМАВИА», оборудованного бортовой аппаратурой ГНСС/ЛККС. Утв. ФСНСТ РФ. М., 2006.
187. Шатраков Ю. Г., Пахолков Г. А., Криворучко Ю. Г. Обработка
сигналов в радиотехнических системах ближней радионавигации.
М. Радио и Связь.1992. 256 с.
188. Шатраков Ю. Г., Соломоник М. Е. Корреляционные ошибки
УКВ угломерных систем. М.: Сов. Радио, 1973.208 с.
189. VI Международный форум «Безопасность на транспорте»
6–7 апреля 2016 г. Санкт-Петербург.
190. Шатраков А. Ю. Системный анализ в фундаментальных и
прикладных исследованиях. СПб.: Политехника. 2015. 356 с.
295
СОДЕРЖАНИЕ
Список сокращений..........................................................
Введение.........................................................................
1. Общая характеристика проблем обеспечения безопасности
полетов...........................................................................
1.1. Анализ состояния и перспектив развития
инструментальных систем посадки
и систем предупреждения столкновения с землей......
1.2. Особенности глобальных навигационных
спутниковых систем, как инструментальной основы
повышения безопасности полетов............................
1.3. Функциональные дополнения – основной способ
повышения тактико-технических характеристик
глобальных навигационных спутниковых систем......
1.4. Анализ требований к системам спутниковой посадки
и системам предупреждения столкновения с землей..
1.5. Общие методы и средства повышения эффективности
и безопасности полетов при использовании систем
спутниковой посадки и систем предупреждения
столкновения с землей...........................................
1.6. Показатели безопасности полетов............................
Выводы......................................................................
2. Методологические основы построения систем спутниковой
посадки и систем предупреждения столкновения с землей.....
2.1. Теоретические основы формализованного
методологического подхода к выбору базовых элементов радиоэлектронных комплексов для повышения
эффективности и безопасности полетов....................
2.2. Методы построения структуры наземного
и бортового радиоэлектронных комплексов систем
спутниковой посадки на основе функциональных
дополнений глобальных навигационных спутниковых
систем.................................................................
2.3. Приемы и правила разработки системы предупреждения столкновения с землей при использовании
технологий глобальных навигационных
спутниковых систем..............................................
2.4. Направления и пути совершенствования систем
спутниковой посадки и систем предупреждения
столкновения с землей...........................................
296
3
5
11
11
17
29
33
45
47
56
59
61
83
88
91
Выводы......................................................................
3. Методы повышения эффективности и безопасности полетов
для систем спутниковой посадки........................................
3.1. Метод повышения точности и целостности сигналов
наведения на основе построения и использования
диаграмм объемного распределения ошибок
многолучевого распространения радиоволн и
структура системы для его реализации....................
3.14. Метод обеспечения целостности
и непрерывности сигналов наведения
на основе использования интегрального отношения
сигнал/шум для псевдодальностей в условиях
радиоинтерференции.............................................
3.3. Метод повышения точности и целостности
сигналов наведения на основе компенсации ошибок
определения псевдодальностей c использованием
фазовых измерений и структура радиоэлектронного
комплекса для его реализации................................
3.3. Метод повышения точности, целостности,
непрерывности и готовности сигналов наведения
на основе использования сигналов псевдоспутников
и структура системы для его реализации..................
Выводы......................................................................
4. Методы повышения эффективности и безопасности
полетов на основе технологий, применяемых в системах
предупреждения столкновения с землей..............................
4.1. Метод повышения безопасности полета путем
формирования предупреждения о возможности
столкновения с землей на основе трехмерного синтеза
сечений подстилающей поверхности и отображения
опасных элементов................................................
4.2. Метод повышения эффективности и безопасности
полета путем оценки возможности вертикального
маневра и определения направления разворота.........
4.3. Метод повышения эффективности и безопасности
полета путем определения опасного рельефа с учетом
возможности разворота на обратный курс и
структура системы для его реализации....................
4.4. Метод повышения эффективности и безопасности
полета путем анализа пространства внутри
безопасного для полета коридора.............................
99
101
101
116
132
140
147
149
149
162
168
183
297
Выводы......................................................................
5. Комплексные технические решения
по совместному использованию технологий,
применяемых в системах предупреждения
столкновения с землей и спутниковой посадки.....................
5.1. Принципы построения интегрированной системы
повышения безопасности полетов на основе систем
предупреждения столкновения ЛА с землей
и спутниковой посадки..........................................
5.2. Метод предотвращения посадки ЛА
на несанкционированную взлетно-посадочную полосу
путем расчета виртуальной глиссады.......................
5.3. Метод оповещения о положении ЛА или БЛА
при посадке и движении после приземления.............
5.5. Оценка уровня повышения безопасности и
эффективности полетов при использовании
интегрированных систем........................................
Выводы......................................................................
6. Рекомендации по применению предложенных
технических решений в системах спутниковой посадки
и системах предупреждения столкновений
с землей..........................................................................
6.1. Принципы построения и конструктивные особенности
бортового оборудования для повышения
эффективности и безопасности полетов....................
6.2. Построение бортового навигационно-посадочного
комплекса на базе системы спутниковой посадки
и системы предупреждения столкновения с землей....
6.2. Результаты летных испытаний системы спутниковой
посадки...............................................................
6.4. Результаты летных испытаний и эксплуатации
системы раннего предупреждения близости земли.....
Выводы......................................................................
Заключение....................................................................
Литература.....................................................................
298
193
195
195
199
211
234
237
239
240
247
252
265
274
276
282
Научное издание
Антохина Юлия Анатольевна,
Бабуров Сергей Владимирович,
Бестугин Александр Роальдович,
Переломов Валентин Николаевич,
Саута Олег Иванович
РАЗВИТИЕ НАВИГАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ
ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ
Монография
Компьютерная верстка А. Н. Колешко
Подписано к печати 20.06.16. Формат 60 × 84 1/16.
Бумага офсетная. Усл. печ. л. 17,37. Уч.-изд. л. 18,38.
Тираж 100 экз. Заказ № 268.
Редакционно-издательский центр ГУАП
190000, Санкт-Петербург, Б. Морская ул., 67
Для заметок
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
11
Размер файла
15 522 Кб
Теги
antokhinababyrov
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа