Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Разработка общей структуры и общего алгоритма системы 8
1.1 Анализ общих требований к СРППЗ 8
1.2 Обобщенная структурная схема СРППЗ 13
1 3 Анализ требований к режимам СРППЗ 14
14 Варианты построения системы 32
Глава 2 Разработка алгоритмов комнлексирования параметров вертикального движения и прогнозирования траектории 39
2 1 Анализ минимальных требований к составу входной информации и возможные
источники данных 39
2 2 Модель ошибок спутникового приемоизмерителя 41
2 3 Модель ошибок барометрического высотомера 46
2 4 Модель ошибок радиовысотомера 51
2 5 Математические модели рельефа 53
2 6 Алгоритмы определения ортометрической высоты 59
2.7 Способ определения типа коррекции барометрического высотомера 64
2 8 Алгоритм прогнозирования траектории 68
Глава 3 Разработка правил и логических алгоритмов работы режимов системы 81
3 1 Анализ основных причин летных происшествий по этапам полета. 81
3 2 Границы сигнализации 86
3 2 1 Общие положения при выборе границ сигнализации 86
3 2 2 Режим 1 Чрезмерная скорость снижения 87
3 2 3 Режим 2 Опасная скорость сближения с подстилающей поверхностью 93
3 2 4 Режим 3 Снижение после взлета или ухода на второй круг 95
3 2 5 Режим 4 Приближение к подстилающей поверхности в конфигурации, не соответствующей посадочной 96
3 2 6 Режим 5 Чрезмерное отклонение под линию глиссады 98
3 2 7 Режим 6 Превышение порогового значения разности истинной высоты и относительной барометрической высоты 99
3 2 8 Режим 7 Функция оценки местности в направлении полета 106
3 29 Режим 8 Предупреждение о преждевременном снижении высоты .127
3 3 Эргономические аспекты при разработке системы 128
Глава 4 Апробация разработанных алгоритмов 134
4 1 Структура комплекса полунатурного, имитационного моделирования и наземной отработки СРППЗ 134
4 2 Наземные испытания системы 137
4 3 Методики летных испытаний системы 144
4 4 Анализ причин включения сигнализации СРППЗ в процессе рейсовых полетов на различных типах ВС 151
4 5 Дополнительные возможности системы 159
Выводы по главе 4 162
Заключение 164
Перечень использованных сокращений 166
Перечень использованной литературы
- Обобщенная структурная схема СРППЗ
- Модель ошибок спутникового приемоизмерителя
- Эргономические аспекты при разработке системы
- Методики летных испытаний системы
Введение к работе
Выражение "Человеку свойственно ошибаться" применимо ко всем сферам человеческой
деятельности. К сожалению, и авиация не является исключением, причем цена ошибки здесь особенно велика. Несмотря на принимаемые меры, доля авиационных происшествий, отнесенных к так называемому "человеческому фактору", остается высокой (60-70%) и практически не снижается [28J Это свидетельствует о частичном исчерпывании возможностей такого рода мероприятий, нацеленных главным образом на совершенствование работы человека - оператора
Другим направлением снижения аварийности является модернизация конструкции воздушных судов Так, в "Руководстве по предотвращению авиационных происшествий ИКАО" сказано "конструкция воздушного судна 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]
По статистике середины 70-х годов в мире каждый год около 8 коммерческих реактивных самолетов терпело катастрофу из-за столкновения с подстилающей поверхностью (CFIT) [44, 45], причем эти катастрофы происходили с полностью управляемыми самолетами, пилотируемыми высококвалифицированным летным экипажем Катастрофы, классифицируемые как CFIT, являются основным источником летных происшествий [75], за период с 1988 по 1995 в 37 катастрофах погибло 2200 человек [47,48] Расследования показали, что основными причинами трагедий являлись плохие метеоусловия, навигационные ошибки, сложный рельеф, проблемы со связью Но столкновений можно было бы избежать, если бы летный экипаж был своевременно уведомлен о сложившейся опасной ситуации Поэтому, в начале 70-х годов было принято решение о начале разработки системы, способной выдать сигнализацию об опасности столкновения с землей. Первые версии таких систем, появившиеся в середине 70-х годов, позволили существенно снизить количество подобных катастроф В отечественной терминологии для них используется аббревиатура СППЗ - система предупреждения приближения к земле По терминологии ИКАО и Федеральной Авиационной Администрации США системы обозначаются как GPWS - ground proximity warning systems В течение 30 лет в процессе совершенствования элементной базы и развития вычислительной техники происходило совершенствование систем, но набор основных режимов оставался постоянным
режим 1 - Чрезмерная скорость снижения,
режим 2 - опасная скорость сближения с подстилающей поверхностью,
режим 3 - снижение после взлета или ухода на второй круг,
режим 4 - приближение к подстилающей поверхности в неиосадочной конфигурации,
режим 5 - значительное отклонение ниже линии глиссады,
режим 6 - превышение порогового значения разности истинной высоты и относительной
барометрической высоты (не используется в зарубежных системах).
Авиационная промышленность России серийно выпускала три типа систем предупреждения столкновений с землей класса СППЗ* ССОС (Ульяновское Конструкторское Бюро Приборостроения), аналоговая СППЗ-1-2 и цифровая СППЗ-85 (фирма "Авиаприбор-Восход"). Система ССОС установлена на самолетах Ил-76, Ил-62, Ту-154Б, Ту-134, Ан-74, Ан-32, Ан-26, Ан-24, Ан-124-100. В этой системе реализованы только режимы 1-3. СППЗ-1-2 и СППЗ-85 относятся к системам второго поколения и в них реализованы режимы 1-6. СППЗ-1-2 оснащены Ил-86, Ил-62М, Як-42, а СППЗ-85 - установлена только на самолетах Ил-96-300 и Ту-204 (Ту-214) Системы предупреждения столкновения с землей отсутствуют на самолетах Як-40 (32 пассажира), Ан-28 (17 пассажиров), Ан-2 (12 пассажиров), Л-410УВП (19 пассажиров), Ан-12
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 СППЗ [51J Например, такие инциденты имели место в случаях с самолетом 1У-154М в районе аэродрома Longyear (Норвегия) в 1996 г, с самолетом В-747-300 в районе острова Guam (США) в 1997 г. Основные причины этих катастроф можно разбить на три группы [53,45, 50].
Отсутствие сигнализации в 28% случаев Как правило, это происходило в процессе снижения самолета в полностью посадочной конфиіурации шасси и закрылков Чак как ложные срабатывания сигнализации являются крайне нежелательными на этапе захода на посадку, чувствительность систем СППЗ умышленно уменьшается при посадочной конфигурации ВС
Поздняя выдача сигнализации и недостаточное время у пилота для исправления сложившейся ситуации зафиксировано в 36% катастроф Границы сигнализации режимов СППЗ, в основном, рассчитаны на полет над медленно меняющимся рельефом и при полете над быстро нарастающим рельефом сигнализация может быть слишком поздней В среднем сигнализация выдается за 5-15 с до столкновения [51J
Неадекватные и запоздалые действия летного экипажа явились причиной 40% катастроф Как правило, запоздалые действия являлись причиной достаточно частных ложных срабатываний системы
Таким образом, в СРППЗ должны быть решены три основные задачи обеспечение надежной защиты ВС на этапах набора высоты и захода на посадку, увеличение времени доступного экипажу для принятия решения и выполнения избегающего маневра, меры для подавления источников ложных срабатываний
В последние годы появилась возможность значшельно расширить функциональные характеристики таких систем, а именно увеличить время, предоставляемое экипажу для исправления ситуации и снизить вероятность ложных сигнализаций за счет использования спутниковых навигационных систем и цифровых баз данных.
Для систем, реализующих все режимы систем СППЗ, функции раннего предупреждения, а также осуществляющих вывод информации о характере подстилающей поверхности на индикатор используется обозначение TAWS (Terrain Awareness and Warning System) Официального общего названия для этого класса систем в России на данный момент нет Наиболее часто встречаются следующие обозначения: СРППЗ (система раннего предупреждения приближения к земле) и СРПБЗ (система раннего предупреждения близости земли) Вторая аббревиатура используется в качестве названия системы производства компании ВНИИРА-Навигатор, поэтому далее, чтобы не нарушать общности в качестве обозначения этого класса аппаратуры будем использовать первую аббревиатуру
Анализ летных происшествий класса CFIT (controlled flight into terrain) за период 1985-1995, проведенный компанией BOING показал, что установка новых систем класса СРППЗ смогла бы предотвратить от 95 до 100% из них Поэтому, начиная с 2005 і, в большинстве регионов мира установка таких систем на гражданские типы ВС становится обязательной и для выполнения международных рейсов российские самолеты должны быть оснащены системами СРППЗ
На момент окончания редактирования этого раздела существует две сертифицированные системы TAWS российского производства (СРПБЗ - ВНИИРА-Навигатор, P1A-12(S) - ЗАО "Гранзас"), а также ряд зарубежных систем (TAWS - Universal, ST3400 - Sandel, EGPWS -Honeywell) Результаты работы были использованы и апробированы в процессе разработки и испытаний системы TTA-12(S) Учитывая тот факт, что компания Honeywell является пионером в создании этого класса систем, выполнила большой объем исследовательских работ и имеет наибольший опыт в ее разработке и эксплуатации, системе TTA-12(S), в основном, противопоставляется система EGPWS Рассмотрен существующий опыт в части построения системы, организации ее взаимодействия с другим бортовым оборудованием, реализации режимов сигнализации Проанализированы алгоритмы, реализация которых необходима для работы СРППЗ, но они являются закрытыми или их оптимальность вызывает сомнение. В работе рассмотрены следующие основные вопросы.
1) Каким образом должны учитываться особенности различных типов ВС в границах сиіна-лизации системы, какие ограничения несет за собой унификация границ сигнализации?
Этот вопрос встает на основании факта, что адаптация систем под тип самолета, исходя из руководств по установке и эксплуатации [66], ограничивается настройкой интерфейса сопряжения с бортовыми системами конкретного типа ВС Границы сигнализации при переходе от од-
ного типа ВС к другому при этом остаются неизменными В качестве исключения можно выделить системы EGPWS, в которых параметры границ двух "старых" режимов имеют отличия для реактивных и турбовинтовых самолетов. Поэтому в работе проанализирован физический смысл границ сигнализации режимов СРППЗ, и их зависимость от типов ВС По результатам проведенного анализа даются рекомендации по выбору параметров границ сигнализации
2) Можно ли расширить функциональные возможности старых режимов за счет использова
ния дополнительных источников информации^
Во всех существующих системах переход от системы класса СППЗ к системе класса СРППЗ осуществлен путем добавления двух новых режимов, функциональность же старых режимов оставлена без изменений В работе рассмотрены новые функции, которые могут быть реализованы в существующих режимах - "Чрезмерная скорость снижения", "Опасная скорость сближения с подстилающей поверхностью", "Проверка относительной барометрической высоты"
3) Как правильно выбрать запас по времени для выдачи сигнализации, чтобы с одной сторо
ны этого запаса было достаточно для принятия решения и выполнения избегающею маневра А
с другой стороны не было ложных сигнализаций при выполнении стандартных процедур, даже
при полетах в районах со сложным рельефом
Запас по времени для нового режима - функция оценки местности в направлении полета -выбирается равным 60 секундам (EGPWS и СРПВЗ), в некоторых системах он равен 120 с (TTA-12(S) и TAWS) Обе цифры, судя по их величине, имеют скорее декларативный характер Поэтому важно понимать ограничения, которые могут лимитировать значение этою запаса на различных этапах полета и для различных типов ВС В работе предложен алгоритм вычисления допустимого запаса по времени, исходя из правил построения зон учета препятствий вокруг маршрута полета, изложенных в [27]
4) Алгоритм определения высоты самолета относительно того же уровня, от которого отсчи-
тываются высоты в базах данных (цифровой модели рельефа, базе искусственных препятствий)
В описании системы EGPWS приведен алгоритм вычисления этой высоты самолета, однако
приведенное описание не является достаточным для практической реализации Поэтому был
предложен субоптимальный и оптимальный алгоритм расчета высоты ВС, на основе комплек
тования барометрической и спутниковой высот
5) Алгоритм прогнозирования траектории ВС является одной из главных составляющих
функции оценки местности в направлении полета В работе проанализированы два основных
типа траектории полет по прямой и полет с разворотом Первый случай не вызывает затрудне
ний и проіноз осуществляется из условия полета по ортодромии Основным источником ошиб
ки прогнозирования в этом случае является ошибка в определении текущею путевою уїла, по
которому вычисляются параметры юризонгальною сечения области сигнализации Большинст-
во разработчиков систем СРППЗ ограничиваются этим случаем полета, так как учет поворота заключается в расширении области сигнализации в направлении разворота В работе показано, что при полете с разворотом основным источником ошибки является не точность определения путевого угла, а априорная неопределенность времени полета с разворотом, после которого восстанавливается прямолинейный полет. При этом, в отличие от случая горизонтального полета, длительность выполнения поворота сопоставима и даже, как правило, меньше интервала прогнозирования системы и данной ошибкой нельзя пренебрегать
6) Требования к цифровой модели рельефа
В [74] говорится, что "шаг сетки цифровой модели рельефа должен быть достаточным для нормальной работы системы Данные о подстилающей поверхности должны быть разделены на ячейки с шагом сетки 30 угловых секунд в пределах 30 морских миль от всех аэропортов с длиной ВИН 3500 футов и более При необходимости (особенно в горных районах), шаг сетки должен быть 15 угловых секунд (или даже 6 угловых секунд) в пределах 6 миль от ближайшей ВПП Возможно, чтобы данные о подстилающей поверхности были разделены на более крупные ячейки в пределах океанов и удаленных областей земного шара". При этом не оговаривается, почему выбран шаг сетки в 30 угловых секунд, что является критерием "при необходимости" перехода на более точную модель рельефа В связи с этим сделана попытка проанализировать ограничения, накладываемые на величину максимально допустимого шага сетки
7) Пути уменьшения количества ложных сигнализаций СРППЗ
По статистике достаточно крупного западного авиаперевозчика за год было зафиксировано 339 срабатываний системы GPWS, причем 247 из них (те 73%) были необоснованными [43] Компания Honeywell утверждает 165], что в системе EGPWS достигнут крайне низкий уровень ложных срабатываний и составляет 1 случай на 150000 летных часов работы Из описания системы следует, что предприняты такие меры как модуляция границ сигнализации, фильтрация параметров, учет особенностей рельефа на конкретных аэродромах, однако конкретные алгоритмы реализации не приводятся
В процессе первого периода эксплуатации систем ТТЛ-12 и TTA-12S было отмечено достаточно много нареканий со стороны летного состава на большое количество неоправданных срабатываний системы Для выявления причин срабатываний в рейсовых полетах был разработан и внедрен механизм сбора и анализа информации, регистрируемой системой TTA-12(S) в процессе своей работы Это позволило выявить основные причины срабатываний, среди которых были не только ошибки в логике работы системы, но и "особенности" работы бортового оборудования самолета, нарушение экипажами предписаний РЛЭ, непригодность общепринятых границ сигнализации для некоторых типов самолеюв Были предложены конкретные меры для уменьшения количества необоснованных сигнализаций
Обобщенная структурная схема СРППЗ
Таким образом, проведенный анализ международной и отечественной нормативной базы показал, что наиболее полно требования к построению СРППЗ изложены в документе федеральной авиационной администрации США TSO-C151. Остальные документы, рекомендатель ные письма и циркуляры, в основном, ссылаются на него или являются его переводом. Требования, изложенные в TSO-C15I, не являются достаточными для разработки системы, а оговаривают лишь минимальный уровень функционального наполнения системы и оставляют широкие возможности для разработчика. Этот факт еще раз подтверждает актуальность данной работы.Рисунок 1.1 - Обобщенная сірукіурная схема СРППЗ В целом любая система СРППЗ состоит из вычислителя, индикатора и подключенного к ним бортового оборудования ВС. Укрупнено вычислитель СРППЗ содержи і следующие функ циональные узлы: блоки реализации режимов СППЗ и режимов раннего предупреждения, блок формирования изображения, носитель баз данных, диспетчер сигнализации. Формирование сигнализации режимов СППЗ должно осуществляться на основе информации от датчиков бортового оборудования (радиовысотомер (РВ), система воздушных сигналов (СВС), система посадки (СП), датчики конфигурации ВС, инерциальная система (ИНС)). Для режимов раннего предупреждения дополнительно должна использоваться информация от внешнего (или встроенного) спутникового приемоизмерителя (СНС). Кроме того должна использоваться информация от встроенного носителя баз данных (аэронавигационная база данных, цифровая модель рельефа, база искусственных препятствий). Для минимизации ложных срабатываний и повышения функциональных возможностей системы работа блока реализации режимов СППЗ может зависеть от текущего состояния и параметров, определяемых блоком реализации режимов раннего предупреждения. Вся сигнализация, формируемая в СРППЗ, а также сигнализация от других бортовых систем, должна поступать на диспетчер. Диспетчер в соответствии с установленными в [74] приоритетами, должен выдавать сигнал на средства визуальной и звуковой сигнализации, имеющие наибольший приоритет. Функциональные элементы, отмеченные выделением, являются предметом интереса данной работы.Хп 1.2 - Обобщенный вид области сигнализации СРППЗявляется формирование признаков аварийной, предупреждающей, уведомляющей сигнализации при вхождении комбинации измеряемых и/или вычисляемых параметров (Х,Х2,...,Хп) в пределы предопределенных областей, называемых областями сигнализации (см. рисунок 1.2). Каждый режим характеризуется своим набором контролируемых параметров, областями сигнализации, типом звуковой и визуальной сигнализации. Вид и характеристики областей сигнализации могут РисуН изменяться от текущих параметров полета ВС.
Ни в России, ни за рубежом не существует утвержденных требований к виду областей сигнализации. В документе DO-I6IA приведены границы для режимов 1-5 с оговоркой, что их вид и допуски могут быть уточнены по усмотрению разработчика для минимизации ложных сигнализаций при условии, что сохраняется тот же уровень безопасности, т.е. выполняются минимальные требования к условиям формирования сигнализации.
Как уже говорилось, для режима 7 стандартами оговаривается запас по высоте, однако другие параметры области сигнализации и ее форма не приводятся. Область сигнализации для режима 8 стандарт также не регламентирует. В связи с этим, перед разработчиком встает задача выбора оптимальной формы и большинства параметров границ сигнализации.
Примечательно, что ни в нормативной документации, ни в описании производителей не приводятся обоснования выбора границ сигнализации, а именно их формы и координат точек перегиба. Поэтому первым шагом при разработке СРППЗ логично рассмотреть границы сигнализации, используемые в существующих системах, что и сделано в следующем разделе этой главы. Не теряя общности, достаточно рассмотреть границы сигнализации, примененные в системах EGPWS, разработки компании Honeywell и российской системе СППЗ-85, так как в остальных существующих системах границы сигнализации в большей части заимствованы от этих двух систем. Сравнение показывает, что в целом, границы сигнализации у различных систем практически идентичны, а при наличии особенностей реализации они оговариваются далее по тексту.
В области предупреждающей сигнализации должен выдаваться сигнал на включение лампы желтого цвета и речевая сигнализация "Опасный спуск". В области аварийной сигнализации должен выдаваться сигнал на включение лампы красного цвета и речевая сигнализация Тяни вверх".
Рисунок 1.4-Областьсигнализации режима 1 (системаСПШ-85) Примечание - на этом рисунке и далее сплошными линиями показаны границы областей сигнализации, пунктирными и штрихпунктирными линиями показаны допуски на границы включения предупреждающей и аварийной сигнализации.
Границы сигнализации, реализованные в системе EGPWS, имеют такую же форму, что и в системе СППЗ-85. Причем координаты точек перегиба предупреждаю і пси области сигнализации совпадают у обеих систем. Границы аварийной области системы BGPWS являются менее чувствительными и допускают снижение со скоростью примерно на 1 м/с большей по отношению к границам системы СППЗ-85. Анализ истинной высоты и допустимой вертикальной скорости, соответствующей этой высоте для границ предупреждающей и аварийной сигнализации, позволил построить зависимость времени от момента выдачи сигнализации до момента возможного столкновения (см. рисунок 1.5).
Из этого графика видно, что аварийная сигнализация режима СППЗ выдается за 10-20 с до столкновения в диапазоне высот от 150 до 750 м, предупреждающая сигнализация за 17-30 с до столкновения в этом же диапазоне высот.
Следует отметить, что в описании системы EGPWS говорится о возможности загрубения чувствительности режима при умышленном снижении со скоростью больше предельной допустимой (например, при снижении по крутой глиссаде) путем активизации вручную тумблера "Steep Approach". В обеих рассмотренных системах не оговаривается какой-либо зависимости границ сигнализации от типа самолета, поэтому в главе 3 проанализирован физический смысл точек перегиба границ сигнализации и предложена методика выбора этих точек, исходя из особенностей различных ВС. - Режим 2. Опасная скорчат, сближении с подстилающей поверхностьювозвышения рельефа на основе истинной высоты от радиовысотомера (см. рисунок 1.6). В отличие от режима I вместо вертикальной скорости ВС. измеренной штатным оборудованием, используется скорость сближения с подстилающей поверхностью, рассчитанная самой системой на основе показаний от радиовысотомера: V(tm) = Нист(1и)-НК1(иы)/At, где НистОш) - текущее значение истинной высоты; H!CT(tra-i) - предыдущее измеренное значение истинной высоты; At-интервал времени между текущим и предыдущим измерением. Рисунок 1.7 - Область сигнализации режима 2Л (система СППЗ-85) Из анализа границ сигнализации (см. рисунок 1 7) видно, что использование параметра V(tm) как это показано в формуле 1 3.1, будет приводить к многочисленным ложным срабатываниям. Например, при высоте полета 400 м в районе аэродрома (полет по кругу) допускается скорость V(tm) не более 18 м/с, т е. при скорости полета 360 км/ч на расстоянии 100 м по горизонтали рельеф не должен изменяться более чем на 18 м. Очевидно, что даже в равнинной местности это обеспечивается не всегда В то же время, решение проблемы ложных сигнализаций путем смещения границ вправо (в область больших скоростей) недопустимо Так как в этом случае будет уменьшен итак малый запас времени на принятие решения и выполнение избегающего маневра (см рисунок 1 8), составляющего всего от 10 до 22 с в диапазоне истинных высот от 150 до 600 мТ
Модель ошибок спутникового приемоизмерителя
Спутниковые навигационные системы в последние годы получили широкое распространение благодаря их высокой точности и относительно низкой цене. В настоящее время существует две системы американского (GPS) и российского (ГЛОНАСС) производства [68] Требования FAA и ИКАО нацелены на постепенное внедрение достоинств точного определения местоположения ВС с использованием GPS Например, в [74] говорится, что для целей СРППЗ местоположение ВС (горизонтальные координаты) должно определяться с точностью не меньшей, чем это обеспечивается системой GPS Относительно канала высоты сказано [56], что СРППЗ также должно использовать спутниковую информацию в качестве основного средства измерения высоты с ее поддержкой, как минимум, по показаниям барометрического высотомера Российские требования к спутниковым приемникам [33] являются более жесткими по сравнению с [73] и предписывают аппаратуре свойства GNSS (Global Navigation Satellite System), те обеспечивать возможность работы с обеими спутниковыми (и GPS и ГЛОНАСС) системами
Основная навигационная задача, решаемая в приемоизмерителе СНС, заключается в определении его пространственно-временных координат и вектора путевой скорости Данная задача решается в два этапа сначала осуществляется измерение первичных навигационных параметров (псевдодальностей и их производных) до навигационных искусственных спутников Земли (НИСЗ) и определяются (прогнозируются) текущие координаты спутников на момент измерений, а затем рассчитываются вторичные навигационные параметры - координаты подвижного объекта и проекции вектора скорости
На точность определения приемоизмерителем СНС первичных навигационных параметров влияет множество факторов Они связаны с особенностями формирования навигационных измерений, с характеристиками используемых сигналов, среды распространения и т д Сеть три основных источника погрешностей определения первичных навигационных параметров- погрешности, вносимые на навигационных искусственных спутниках (НИСЗ) или командно-измерительном комплексе (КИК),- погрешности, вносимые на трассе распространения сигнала;- погрешности, вносимые в приемоизмерителе СНС
Первая группа погрешностей обусловлена в основном несовершенством частотно-временного и эфемеридного обеспечения НИСЗ
Погрешности частотно-временного обеспечения навшационных спутников возникают в следствии несовершенства процедур сверки и хранения бортовой шкалы времени НИСЗ Они проявляются, например, в смещении фаз излучаемых дальномерных кодов и меток времени, что приводит к погрешностям измерения расстояния до спутника и расчета ею координат
Смещение бортовой шкалы времени определяется, в частности, характеристиками стабильности частоты опорного генератора, расположенного на НИСЗ, и задержками в аппаратуре спутника
Известно [11], что среднеквадратическое отклонение сдвига бортовой шкалы времени составляет примерно 9 не через 2 ч и от 25,4 не (для цезиевых) до 108 не (для рубидиевых бортовых опорных генераторов) через сутки после коррекции
Погрешности эфемеридного обеспечения навигационно-временных измерений вызваны неточностью определения параметров орбит НИСЗ и непрогнозируемыми смещениями спутников относительно экстраполированной орбиты В СНС GPS среднеквадратическое значение эфеме-ридных составляющих примерно 1 м, в СНС ГЛОНАСС суммарная составляющая, вносимая на КИК и НИСЗ (включая погрешности часов спутников, эфемеридные и другие компоненты), не превышает 9 2 м (наиболее пессимистическая оценка)
Кроме указанных выделяют еще один вид погрешности дальномерных измерений - групповую задержку навигационного сиінала в аппаратуре спутника, представляющую собой задержку между выходным навигационным сигналом бортового эталона времени и частоты опорного генератора Различают случайную и систематическую составляющие групповой задержки Информация для компенсации систематической составляющей содержится в служебном сообщении НИСЗ Случайная составляющая входит в дальномерную погрешность и не превышает 3 не (2о)дляСНССР5[11]
Вторая группа погрешностей вызвана условиями распространения радиоволн в тропосфере и ионосфере Эти два слоя оказывают заметное влияние на качество навигационных измерений в СНС, которое проявляется в основном в дополнительных задержках сигнала, возникающих из-за рефракции сигналов спутника при прохождении атмосферы Земли Дополнительная задержка в тропосфере может достигать от 8 до 80 не (экспериментальные данные для СНС GPS [11]) Среднее значение задержки сигнала в ионосфере составляет от 5 до 10 не ночью и от 30 до 50 не днем для углов места НИСЗ, близких к 90, а при углах места менее 15 существенно возрастает.
Ко второй іруппе относятся погрешности из-за многолучевости, возникающие за счет тою, что на антенну приемоизмерителя СНС может поступать не только прямой сигнал от навигационного спутника, но и отраженные сигналы от земной, морской поверхностей и элементов конструкции ВС Эти погрешности во многом зависят от взаимного расположения спутника, приемной антенны и отражающих объектов
К погрешностям, обусловленным аппаратурой потребителя, обычно относят погрешности слежения за моментом прихода сигнала спутника, при этом основной вклад вносят шумовые и динамические погрешности схем слежения за задержкой огибающей кода и несущей частотой
(1о), обусловленная шумами и квантованием измеряемой псевдодальности составляет примерно от 0.2 до 1 м для СНС GPS и от 5 до 15 м для СНСГЛОНАСС[11].
Собственная точность космического сегмента GNSS меняется во времени Орбитальное движение спутников и параметры ошибок GNSS приводят к появлению ошибок определения местоположения, значения которых могут меняться на интервале в несколько часов Значения составляющих погрешности измерения GNSS сведены в таблице 2 2 [10, 69]
Известно, что соотношение между погрешностями определения первичных и вторичных навигационных параметров зависит только от геометрии взаимного расположения НИСЗ и потребителя В связи с этим вводят понятие геометрическою фактора, представляющего собой меру снижения точности навигационных измерений в СНС из-за особенностей пространственного расположения НИСЗ и потребителя При этом, итоговая погрешность в определении координат местоположения и вектора скорости может быть определена простым умножением соответственно эквивалентной погрешности в определении ПНП на значение геометрического фактора
Эргономические аспекты при разработке системы
В системе СРППЗ можно выделить следующие элементы, при разработке которых необходимо учитывать удобство использования их человеком: размещение изделий в кабине самолета; удобство использования органов управления; различимость световой и звуковой сигнализации. Все эти составляющие оценивались специалистами ГосНИИ " Аэронавигация" и ГосНИИГА в процессе летных испытаний системы на головном самолете каждого типа. В работе приведен стандартный и предлагаемый алгоритм выбора цветовой палитры для индикатора системы.
В соответствии с АП-25 для сигнализации, имеющей предупреждающий характер должен использоваться желтый цвет, для аварийной сигнализации - красный цвет. В соответствии с требованиями TSO-C151A должны отображаться, по крайней мере, элементы подстилающей поверхности расположенные в пределах 600 м относительно текущей высоты полета ВС Этот запас по высоте соответствует минимальному запасу по высоте при полете над горной местностью на крейсерском этапе В таблице 3 20 приведена цветовая кодировка в зависимости от удаления до ВС для системы EGPWS производства компании Honeywellпервых, не учитывается текущий этап полета и соответственно минимально допустимый запас по высоте, так как значения выбраны исходя из запаса по высоте, характерного для крейсерского этапа полета При этом на этапах набора высоты и захода на посадку, на которых ВС находится в непосредственной близости к земле, весь экран залит желтым цветом, несмотря на то, что рельеф не представляет непосредственной опасности для ВС Во-вторых, не удобна для восприятия используемая система кодирования, полученная путем смешения основного цвета (красного, желтого, зеленого) с черным в различных пропорциях (25%, 50%, 100%) Изображение при этом получается низкого разрешения, достаточно пестрым и не дает понимания характера изменения рельефа местности Такая система искусственного расширения палитры за счет смещения цветов явилась вынужденной мерой, обусловленной использованием в большинстве систем СРППЗ протокола ARINC-708, который не позволяет передавать больше 8 цветов В-третьих, после удаления от земли на расстояние более 600 м экран индикатора оказывается черным и остается в таком виде на протяжении всего крейсерского полета В системе EGPWS сделана попытка устранить данный недостаток введением дополнительного режима "Peak Mode", в котором предусмотрено использование двух дополнительных оттенков зеленого цвета, а также введение синего цвета для отображения уровня моря Однако, хотя данная мера является серьезным шагом вперед, она не является достаточной Рельеф по высоте кодируется всего тремя цветами (зеленый 100%, 25%, 16%) При этом использование 16% заливки подразумевает 6-кратную потерю в разрешающей способности дисплея, дополнительно к этому следует огме-тить, что разрешение большинства индикаторов составляет и так всего 320x240 пикселей Таким образом, результирующее разрешение индикатора (из расчета 25% заливки) всею 80x60 пикселей В-четвертых, скорость обновления информации на кадре составляет всего 1 кадр примерно в 3-5 секунд Первопричиной этих недостатков является использование низкоскоростных ингерфейсов (ARINC-708, ARINC-429), изначально не предназначенных для целей СРППЗ и ограниченные возможности вычислителей, не позволяющие обрабатывать информацию в реальном времени для большого количества точек рельефа Доводы производителей о том, что лучшее качество для СРППЗ экипажу не требуется, по меньшей мере, не убедительны и опровергнуты опросом большого количества экипажей реально эксплуатирующих системы
Для устранения этих недостатков в системе ТІ А-12 был использован интерфейс Ethernet ЮМ, скорость обмена которого на порядок больше скорости интерфейса ARINC-708 и на два порядка больше скорости ARINC-429. Дополнительно к этому использованная современная элементная база вычислителя позволила обеспечить- частоту обновления изображения 10Гц, использование 128 цветов и оттенков, отсутствие алгоритмической потери в разрешении индикатора
Помимо стандартного режима индикации описанного выше, в системе ТТЛ-12 реализован вспомогательный режим отображения рельефа, позволяющий оценить поведение рельефа местности при полете самолета на относительно большой высоте (более 600 м). В отличие от 3 оттенков зеленого используемых в системе EGPWS для кодирования высоты рельефа используется 50 оттенков. Вспомогательный режим не рекомендуется использовать в момент срабатывания сигнализации, так как отображение дополнительной информации увеличивает время обработки изображения летным экипажем. Однако он является крайне информативным в смысле возможности заблаговременной оценки опасности рельефа по отношению к ВС, например, для возможности подбора места для осуществления вынужденной посадки. Примеры закона цветового кодирования опасности рельефа для систем EGPWS и ТТА-12 приведены на рисунке 3.42. Рисунок 3.42 - Правило цветового кодирования для систем EGPWS (а) и ТТА-12 (б)
Объективная оценка качества выбранного закона цветового кодирования может быть осуществлена, например, с помощью следующего запатентованного метода (патенты на изобретение №2253356 от 10.06.05 и №2254050 от 20.06.05, патент на полезную модель №33495 от 27.10.03, владелец ЗАО "Транзас"), базирующегося на оценке психофизиологического состояния испытуемого (см. рисунок 3.43). На основе текущей информации от бортового оборудования формируется изображение текущею характера и степени опасности вперед и л ежа щей подстилающей поверхности, которое предъявляется испытуемому. Далее анализируется характер операторской деятельности и вычисляется оценка качества работы на основе времени реакции на выданную сигнализацию, эффективности выбранного способа уклонения, потребного времени выхода из опасной зоны.
Одновременно, анализируется психо-физиологичекое состояние (например, сердечная деятельность) испытуемого и вырабатывается нормированная оценка уровня стресса. Оценка качества работы нормируется к оценке стресса, в результате формируется показатель ресурса операторской деятельности, на основе которого проводятся исследования эффективности отображения информации.
Методики летных испытаний системы
На момент написания этой главы проведены летные испытания системы ТІ А-12 на самолете Ан-124-100 и системы TTA-12S (система со встроенным приемоизмерите-лем СНС) на самолетах Ил-76, Ту-154М, Ан-74, Ил-62, Як-42. В процессе испытаний проверена работоспособность системы и своевременность срабатывания сигнализации в режимах СППЗ 1-6 и режимов раннего предупреждения 7-8 Оценено отображение информации о характере подстилающей поверхности на индикаторе TDS-56D Оценена правильность взаимодействия штатного оборудования с СРППЗ. Основные результаты проверок изложены в актах летных испытаний, утвержденными ГосНИИ "Аэронавигация" и ГосНИИГА Ниже по тексу приведена краткая методика проверки работы основных режимов системы Как уже было сказано в главе 1, стандарты к СРППЗ не полностью регламентируют логику работы и условий включения режимов, поэтому различные системы, несмотря на то, что они имеют близкий набор режимов, имеют целый ряд существенных отличий в логике своей работы и условий выдачи той или иной сигнализации Поэтому, автор принимал участие в создании методики летных испытаний конкретной системы разработки ЗАО "Транзас" - TTA-12(S)
Проверка этого режима проводилась над равнинной местностью Проверка осуществлялась в следующей последовательности- горизонтальный полет на высоте 11„ач (от 600 до 900 м) по радиовысотомеру,- снижение с вертикальной скоростью 15-25 м/с до срабатывания предупреждающей сигнализации на высоте Н„р, сопровождаемого выдачей речевою сообщения "Опасный спуск" и включением лампы желтого цвета (см рисунок 4 14), ния Нначпродолжение снижения до 4 3 2 Режим 2 Опасная скорость сближения с подстилающей поверхностью
Этот тест проводился путем горизонтального полета над холмистой местностью, превышение которой увеличивается Для корректной проверки этого режима, тест должен проводиться над специально подобранными участками местности, полет вдоль пологого склона горы Проверка осуществлялась следующим образом"- горизонтальный полет с постоянной барометрической высотой в направлении выбранно-10 склона на высоте превышающей вершину горы на 150-400 м (см рисунок 4 15),- контроль за значением истинной высоты и скорости ее изменения после пролета основания горы до включения сигнализации,- интенсивный набор высоты сразу после включения сигнализации
Тест проводился для случаев закрылки и шасси в непосадочном положении, закрылки в непосадочном положении, шасси выпущены; закрылки и шасси в посадочном положении
Проверка работы режима также может быть осуществлена над равнинной местностью путем снижения со значительной вертикальной скоростью В этом случае, так же как и при горизонтальном полете на возвышающийся рельеф, можно достичь быстрого уменьшения истинной высоты достаточного для срабатывания режима 2 Ограничением при проведении этою метода проверки является выдерживание вертикальной скорости снижения меньше значения граничной скорости для срабатывания аварийной сигнализации режима 1 Такой способ проверки был использован, например, в процессе второго этапа летных испытаний на самолете Ан-124-100 в районе аэропорта Ульяновск-Восточный4.3 3 Режим 3. Снижение/потеря высоты после взлетаПроверка режима 3 1 "снижение после взлета" проводилась на этапе взлета до достижения высоты 400 м в следующей последовательности - разгон и отрыв от ВПП,- уборка шасси, набор высоты до 150-200 м, но не более 400 м (см. рисунок 4 16),- перевод в горизонтальный полет;- снижение с вертикальной барометрической скоростью от 3 до 5 м/с,- срабатывание предупреждающей сигнализации, сопровождаемое включением желтой лампы и речевой сигнализация "Не снижайся",- прекращение снижения и переход в набор высоты, звуковая и визуальная сигнализация должна прекратиться сразу после начала набора высоты Рисунок 4 16 - Іраектория движения ВС при проверке режима 3- набор до исходной высоты начала снижения (или большей),- снижение с вертикальной скоростью порядка 1-1,5 м/с;- срабатывание предупреждающей сигнализации, сопровождаемое включением желтой лампы и речевой сигнализация "Не снижайся",- прекращение снижения и переход в набор высоты, звуковая и визуальная сигнализациядолжна прекратиться после набора 10-20 м
Примечание - Потерю барометрической высоты можно имитировать путем изменения опорного Оавчения на барометрическом высотомере на 1 2 ммртст, что жвивалентно потере высоты 11 22 м
Проверка режимов 4 1 и 4 2 проводилась путем выполнения захода на посадку без выпуска механизации, проходом над полосой с последующим уходом на второй круг Последовательность выполнения проверки была следующейподготовка к выполнению стандартного захода на посадку, шасси не выпускаются, закрылки выпускаются на угол, не соответствующий посадочному. Угол выпуска выбирается исходя из минимальной допустимой скорости полета при текущей посадочной массе самолета;стандартное снижение по глиссаде,срабатывание предупреждающей сигнализации на высоте 150 м, сопровождаемое включением желтой лампы и речевой сигнализация "Низко шасси",выпуск шасси на высоте от 100 до 130 м, прекращение сигнализации после выпуска шасси, продолжение снижения (см. рисунок 4 17),- срабатывание предупреждающей сигнализации на высоте 60 м, сопровождаемое включением желтой лампы и речевой сигнализации "Низко закрылки",- прекращение снижения, перевод самолета в набор высоты Уборка шасси После достижения безопасной скорости уборка закрылков Выполнение стандартной процедуры ухода на безопасную высоту,- снижение ниже минимальной безопасной высоты (МБВ),- срабатывание предупреждающей сигнализации на высоте 300 м, сопровождаемое включением желтой лампы и речевой сиі нализацией "1 Іизко закрылки",- прекращение сигнализации после набора высоты больше МБВ4 3 5 Режим 5 Значительное отклонение ниже линии глиссады
Проверка режима 5 проводилась путем выполнения стандартного захода на посадку с умышленным отклонением иод линию глиссады Последовательность выполнения проверки была следующей:- подготовка к выполнению стандартного захода на посадку, шасси и закрылки в посадочной конфигурации, настройка системы КУРС МП-70 на рабочую частоту,- вход в глиссаду, получение сигналов готовности курса и глиссады от посадочной системы;- снижение вдоль линии глиссады до истинной высоты 300 м,
Похожие диссертации на Комплексная система раннего предупреждения приближения к земле с расширенными функциональными возможностями и программно-алгоритмические средства, минимизирующие вероятность ложной сигнализации
