Содержание к диссертации
Введение
1. Анализ факторов, влияющих на точностные и динамические характеристики приемоиндикаторов СРНС 10
1.1. Требования, предъявляемые к навигационному обеспечению ВС, при решении различных навигационных задач 10
1.2. Характеристики внешних воздействий, влияющих на качество функционирования приемоиндикаторов СРНС 14
1.3. Основные результаты и выводы 47
2. Совершенствование методов навигационных определений в СРНС при решении типовых навигационных задач гражданской авиации 49
2.1 .Краткая характеристика методов навигационных определений координат ВС в СРНС 49
2.2. Анализ возможности повышения точности местоопределения ВС с использованием СРНС за счет совершенствования методов навигационных определений 55
2.3. Особенности реализации навигационных определений в СРНС при решении задач посадки ВС 62
2.4.Сравнительный анализ характеристик различных вариантов локальных дифференциальных подсистем СРНС, предназначенных для решения задач посадки ВС и проведения специальных работ 72
2.5. Влияние несущего винта вертолета и других элементов конструкции на качество функционирования локальной дифференциальной подсистемы СРНС 102
2.6. Основные результаты и выводы 112
3. Повышение точности местоопределения воздушных судов с использованием СРНС путем совершенствования обработки информации 115
3.1. Оптимизация обработки сигналов СРНС в условиях многолучевого приема при полетах ВС на малых высотах 115
3.2. Основные результаты и выводы 128
Заключение 129
Список использованных источников 132
- Характеристики внешних воздействий, влияющих на качество функционирования приемоиндикаторов СРНС
- Анализ возможности повышения точности местоопределения ВС с использованием СРНС за счет совершенствования методов навигационных определений
- Особенности реализации навигационных определений в СРНС при решении задач посадки ВС
- Влияние несущего винта вертолета и других элементов конструкции на качество функционирования локальной дифференциальной подсистемы СРНС
Введение к работе
Актуальность работы. Спутниковые радионавигационные системы (СРНС) типа ГЛОНАСС (РФ) и GPS (США) благодаря возможности обеспечения повышенной точности определения местоположения воздушного судна (ВС) [1, 2], на порядок превышающей точности, реализуемые в РНС с наземным базированием опорных станций [3], а также благодаря возможности расширения вектора навигационных определений путем включения в него помимо координат и сдвига бортовой шкалы времени (БШВ) относительно системного времени (х, у, z, АО скоростей изменения этих
навигационных параметров (НП) (x,y,z,At), позволяют, в принципе, решать практически все навигационные задачи (НЗ), возникающие при эксплуатации ВС гражданской авиации (ГА).
Тем не менее существует несколько классов НЗ, для решения которых традиционно используются узкоспециализированные системы. К ним, в первую очередь, относятся задачи захода на посадку и посадки ВС, задачи ближней навигации, управления воздушным движением (УВД) и др. Эти задачи в ряде случаев, в частности при посадке по III категории ИКАО, требуют не только повышенной точности определения места, но и определения углового положения ВС в пространстве.
Между тем, большая часть проблем навигации ВС и УВД может быть решена комплексно при использовании СРНС, в чем собственно и состоит переход на спутниковую технологию.
Расширение функций СРНС, разрабатываемых первоначально, применительно к авиации, для обеспечения трассовой навигации, вызвало к жизни появление дифференциальных подсистем, включающих в себя помимо навигационного оборудования аппаратуру связи для передачи корректирующей информации. К ним относятся, в частности, широкозонные дифференциальные подсистемы (ШДПС) типа подсистемы WAAS [4-6], предназначенные для обеспечения требований по уровням целостности, доступности и точности, предъявляемых к основным системам на всех этапах полета ВС, вплоть до захода на посадку по I категории ИКАО; региональные дифференциальные подсистемы (РДПС) типа подсистем Starfix [7], предназначенные для навигационного обеспечения отдельных регионов, и локальные дифференциальные подсистемы (ЛДПС) типа под-
систем Д920/Д930 [8] с максимальной дальностью действия 50 - 200 км, предназначенные для обеспечения захода на посадку и посадки ВС по категориям ИКАО.
В настоящей работе рассматриваются вопросы расширения функциональных возможностей СРНС, в частности обеспечения решения задач ка-тегорированной посадки ВС. При решении этих задач, в первую очередь, необходим анализ факторов, влияющих на точность местоопределения при малых высотах полета ВС, поскольку в литературе, как правило, приводятся лишь экспериментальные данные, имеющие фрагментарный характер. Кроме того, необходим сравнительный анализ, по точности и сложности реализации методов навигационных определений (НО), перспективных с точки зрения применимости их для решения задач категорированной посадки. При этом особый интерес представляет рассмотрение и совершенствование относительных НО, которые помимо высоких точностных характеристик обладают тем преимуществом перед обычными дифференциальными НО, что не требуют геодезической привязки контрольной станции (КС) и следовательно применимы для обеспечения посадки ВС на необорудованные площадки и палубу корабля.
Помимо решения НЗ, связанных с грузо-пассажирскими перевозками, осуществляемыми ВС ГА, использование СРНС открывает широкие перспективы в проведении с применением авиации специальных работ, связанных с необходимостью высокоточного местоопределения подвижных объектов. Сюда относятся, в частности, задачи поиска и спасения, пожаротушения, ледовой разведки, топогеодезии и др.
Заметим, что требования по точности местоопределения ВС при решении указанных НЗ примерно такие же, как и при решении задачи категорированной посадки ВС. Объединяет эти НЗ и то, что при проведении указанных специальных работ использование дифференциальных навигационных определений для повышения точности местоопределения должно производиться, как правило, в отсутствие точной геодезической привязки ВС, то есть с применением относительных навигационных определений, которые могут рассматриваться как разновидность дифференциальных [2].
При этом относительные навигационные определения в определенном смысле представляют собой более общий случай, нежели дифференциальные, поскольку при известных координатах КС они переходят в последние.
С учетом изложенного актуальность поиска путей совершенствования относительных НО, о которой шла речь выше в связи с проблемой навига-
ционного обеспечения с использованием СРНС посадки ВС, представляющего собой наиболее ответственный этап полета, еще больше возрастает.
Среди специальных работ, выполняемых с применением авиации, особое место занимают топогеодезические работы. Это связано, с одной стороны, с повышенными требованиями по точности местоопределения ВС, а с другой стороны, с тем, что при их проведении не предъявляется высоких требований к динамике движения ВС и, кроме того, длительность навигационных определений может быть достаточно большой, что позволяет осуществлять накопление данных для ввода поправок на большом интервале времени и, соответственно, повысить их достоверность. Представляет также интерес проанализировать возможность повышения точности местоопределения ВС путем совершенствования алгоритмов обработки сигналов СРНС, в частности оптимизации ее к работе в условиях интенсивных отражений от Земли и использования когерентных принципов обработки.
Поскольку значительная часть специальных работ производится с использованием вертолетов, целесообразно оценить влияние несущего винта вертолета на точность местоопределения и достоверность передачи корректирующей информации на малых высотах. Этот круг вопросов и рассматривается в диссертационной работе.
Из изложенного можно сделать вывод об актуальности проведения исследований по теме диссертации.
Цель и задачи исследований. Целью работы является повышение точности местоопределения воздушных судов по СРНС при решении задач посадки и проведении специальных работ, связанных с необходимостью высокоточного определения координат, путем совершенствования методов навигационных определений и обработки информации.
Для достижения поставленной цели необходимо было решение следующих задач:
Анализ факторов, влияющих на точностные и динамические характеристики приемоиндикаторов СРНС при решении различных навигации-онных задач и проведении специальных работ с применением авиации.
Разработка усовершенствованных методов навигационных определений в СРНС, позволяющих уменьшить влияние основных негативных факторов, влияющих на качество функционирования приемоиндикаторов СРНС при решении задач навигации ВС.
3. Разработка алгоритмов обработки информации в приемоиндикато-рах СРНС, минимизирующих погрешность определения координат ВС в условиях мешающих воздействий.
Методы исследований. При решении перечисленных задач в работе были использованы прикладные методы теории вероятностей и теории случайных процессов и методы математического моделирования.
Научная новизна работы. Научная новизна диссертации состоит в том, что в ней впервые проведен системный анализ перспективных методов навигационных определений в СРНС и предложены пути совершенствования этих методов, а также алгоритмов обработки информации в прие-моиндикаторах СРНС, позволяющие решать навигационные задачи, требующие повышенной точности местоопределения ВС типа категорирован-ной посадки и обеспечения топогеодезических работ.
В диссертации получены следующие основные результаты:
разработаны математические модели учета влияния на точностные и динамические характеристики приемоиндикаторов СРНС основных мешающих воздействий, включая отражения от Земли, и учета зависимости интенсивности этих воздействий от высоты полета и угла крена ВС, а также от угла места космических аппаратов рабочего созвездия;
предложен разностно-дальномерный способ относительных навигационных определений в СРНС, позволяющий минимизировать ошибки местоопределения ВС, обусловленные системными и другими сильно коррелированными их составляющими;
методами математического моделирования дана сравнительная оценка точностных и динамических характеристик усовершенствованного относительного (разностно-дальномерного) и автодифференциального методов навигационных определений в СРНС с точки зрения применимости их для решения задач категорированной посадки ВС и навигационного обеспечения топогеодезических работ с применением авиации;
предложен способ оптимизации рабочего созвездия космических аппаратов СРНС, позволяющий учитывать неравноточность измерения псевдодальностей до них;
с использованием математического аппарата оптимальной нелинейной фильтрации синтезирован квазиоптимальный алгоритм селекции прямого сигнала СРНС на фоне его отражений от Земли, имеющих место при полетах ВС на малых высотах;
- методами математического моделирования дана сравнительная
оценка эффективности некогерентного и когерентного алгоритмов обра
ботки сигналов в приемоиндикаторе СРНС.
На защиту выносятся:
Результаты теоретического анализа основных факторов, влияющих на точностные и динамические.характеристики приемоиндикаторов СРНС, включая отражения от подстилающей поверхности, при решении с их помощью типовых навигационных задач и проведении специальных работ с применением авиации.
Метод относительных навигационных определений в СРНС с раз-ностно-дальномерным способом компенсации основных системных и других сильно коррелированных составляющих погрешности местоопределе-нияВС.
Способ оптимизации рабочего созвездия космических аппаратов СРНС, основанный на учете наряду с геометрическим фактором неравно-точности измерений псевдодальностей до космических аппаратов рабочего созвездия.
' 4. Квазиоптимальный алгоритм селекции прямого сигнала СРНС в условиях многолучевого распространения радиоволн, обусловленного отражениями сигнала при полетах ВС на малых высотах при выполнении посадки и проведении специальных работ с применением авиации.
5. Результаты сравнительного теоретического анализа точностных характеристик усовершенствованного относительного (разностно-дальномерного) и автодифференциального методов навигационных определений, а также когерентного и некогерентного алгоритмов обработки сигналов в СРНС.
Практическая значимость работы состоит в том, что полученные в ней результаты позволяют:
повысить точность местоопределения ВС по СРНС путем совершенствования методов навигационных определений и обработки информации, а также оптимизации рабочего созвездия космических аппаратов;
расширить функциональные возможности СРНС путем использования их для осуществления категорированной посадки ВС и навигационного обеспечения специальных, в том числе топогеодезических, работ с применением авиации;
минимизировать объем бортового и наземного оборудования систем радиотехнического обеспечения полетов за счет использования СРНС на всех этапах полета ВС, включая посадку;
повысить безопасность полетов ВС судов за счет повышения точности их местоопределения по СРНС на наиболее ответственных этапах полета — при взлете и посадке.
Внедрение результатов. Основные результаты диссертации внедрены в Московском конструкторском бюро "Компас" и в МГТУ ГА, что подтверждено соответствующими актами.
Апробация результатов. Материалы диссертации докладывались на V Отраслевой научно-технической конференции «Перспективы развития радиотехнических комплексов и систем УВД, навигации и посадки» (1998 г.), на научно-техническом семинаре "Концепция создания интегрированного оборудования навигации, посадки, связи и наблюдения" (МГТУ ГА и МКБ "Компас", 2000 г.) и на Международном форуме по проблемам науки, техники и образования «III тысячелетие - новый мир» (2005 г.).
Публикация результатов. Основные результаты диссертации опубликованы в 5 статьях и 7 тезисах докладов и 3 отчетах по НИОКР.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения и списка использованных источников.
Диссертация содержит 135 страниц текста, 54 рисунка, 14 таблиц и библиографию из 47 наименований.
Характеристики внешних воздействий, влияющих на качество функционирования приемоиндикаторов СРНС
С учетом высоких точностных характеристик аппаратуры спутниковой навигации актуальным является вопрос применения этой аппаратуры для обеспечения навигации ВС на различных этапах полета, включая посадку. Аппаратура потребителей (АП) СРНС использует принцип триангуляции [1, 2, 3] для расчета положения по измерениям до четырех спутников. Вместо трех измерений для определения координат необходимо сделать четыре, поскольку результаты измерений в действительности представляют собой псевдодальности, так как они содержат ошибки за счет расхождения показаний часов АП и спутниковых эталонных часов. Для исключения этого смещения и необходимо иметь четыре измерения. При этом в результате обработки четырех псевдодальностей получается информация о трех истинных координатах и системном времени.
В [2, 3] показано, что характеристики АП СРНС при размещении на ВС могут быть улучшены за счет комплексирования ее с другими навигационными датчиками ВС. Причем, для обеспечения посадки ВС наиболее эффективным является комплексирование с радиовысотомером малых высот и с инерциальной навигационной системой (ИНС). В этом случае снижаются пороговые отношения сигнал/шум в схемах слежения за несущей (ССН) и задержкой (ССЗ), что приводит к повышению точности измерения радионавигационных параметров, уменьшению времени восстановления работоспособности системы при кратковременных пропаданиях сигналов СРНС, повышению надежности решения навигационной задачи и снижению требований как к АП СРНС , так и к ИНС.
Это обусловлено тем, что ИНС позволяет определять параметры движения ВС с высокой степенью точностью в автономном режиме. С одной стороны, информация ИНС позволяет осуществлять поддержку АП СРНС в схемах слежения за несущей и задержкой, а с другой стороны, уменьшить время для получения стабильного сигнала вновь после его потери при помехах, затенении антенны элементами конструкции ВС или местными предметами. Комплексирование АП СРНС и ИНС повышает безопасность полетов, что особенно важно для ВС гражданской авиации.
Комплексирование АП СРНС с радиовысотомером позволяет устранить высокую погрешность измерения высоты и привязать ее к конкретному рельефу земной поверхности. Заметим, что в АП СРНС осуществляется измерение геометрической высоты, то есть высоты над эллипсоидом Красовского, принятым в отечественных приемоиндикаторах СРНС в качестве модели Земли. Наличие дополнительных данных о значении высоты позволяет увеличить точность измерения других составляющих координат.
Предполагается, что СРНС типа GPS ГЛОНАСС в перспективе заменят подавляющее большинство ныне существующих радионавигационных систем. При этом для ВС гражданского применения при полете по трассам в качестве основного средства навигации рассматривается вариант комплексного использования ИНС и АП СРНС. В то же время прорабатываются вопросы использования АП СРНС для обеспечения посадки ВС.
При размещении АП СРНС на борту ВС к числу основных факторов, оказывающих влияние на погрешность местоопределения, можно отнести: шумовую погрешность; динамическую погрешность, погрешность, обу словленную влиянием ионосферы и тропосферы на условия распространения радиоволн; погрешность, обусловленную влиянием подстилающей поверхности Земли; погрешность, обусловленную нестабильностью эталона времени; погрешность прогноза эфемерид и хода часов космических аппаратов (КА); погрешность прогнозирования возмущенного движения КА; погрешности, обусловленные геометрическим расположением выбранного созвездия четырех КА. Учет указанных факторов возможен путем их имитационного моделирования.
Шумовая погрешность измерения псевдодальности определяется качеством приемника и ССЗ и может быть оценена по формуле
где А - длительность элемента кода АП СРНС, PINQ - отношение мощности сигнала к спектральной плотности мощности шума; Afcc3, А/пч — односторонние ширины полос ССЗ и УПЧ дискриминатора, принятые в АП СРНС равными 3 и 100 Гц; К\ и Кг - постоянные параметры, зависящие от выбранного технического решения АП СРНС и при принятой в АП СРНС некогерентной обработке равные 0,25 и 0,5.
Отношение мощности сигнала к спектральной плотности мощности шума зависит от множества факторов и может быть определено по формуле N0 4жД2ЬАМ{Г,Нвс)к[ТА{г ,Нвс)і1вс+Т,{Кш-г1вс)У где ЭИИМ- эффективная изотропно излучаемая мощность КА; GBC(y- є) - коэффициент усиления антенны ВС, зависящий от угла места КА - у и угла крена ВС в направлении КА - є; TJBC - коэффициент потерь в антенно-фидерном тракте ВС; Я - длина волны; Д - расстояние между ВС и КА; АМ(У, НВС) — потери в атмосфере, зависящие от угла места КА и высоты полета ВС - НВс; К- постоянная Больцмана; Тл{rj, є, НВс) - шумовая температура антенны ВС, обусловленная шумами атмосферы, радиоизлучениями космических источников, излучением земной поверхности и отражениями от земной поверхности радиоизлучений космических источников и атмосферы; Го - абсолютная температура среды (290 К); Кш - коэффициент шума приемника АП СРНС.
Шумовая погрешность измерения приращения псевдодальности определяется качеством работы ССН, предназначенной для слежения за фазой несущей и измерения доплеровского сдвига частоты.
Погрешность оценки приращения псевдодальности, а значит и скорости по направлению на КА, определяется из выражения где AfCCH - ширина полосы ССН, равная 20 Гц. Динамическую погрешность измерения координат можно разделить на два вида погрешностей: собственно погрешность измерения псевдодальности и погрешность за счет использования последовательного измерения во времени псевдодальностей до четырех КА. Первый вид динамической погрешности может быть оценен для ССЗ с астатизмом второго порядка при помощи выражения где Да - скорость изменения доплеровского сдвига частоты. Второй вид динамической погрешности моделируется при помощи соотношения где VR. , дд, - оценки скорости и ускорения по направлению на /-й КА, осуществляемые при помощи ИНС; VRp ад. - истинные значения скорости и ускорения в направлении на /-й КА, получаемые из моделей движения ВС и ЬСА; Аґ - интервал времени между измерением соответствующей псевдодальности и моментом решения навигационной задачи. При распространении радиоволн в неоднородной диспергирующей среде, каковой является ионосфера, групповая скорость радиоволн и траектория их распространения зависят от ее показателя преломления. Существуют два основных метода компенсации систематической погрешности, обусловленной прохождением радиоволн через ионосферу: метод, базирующийся на использовании моделей ионосферы, и вычисление задержки с использованием двухчастотного метода. В АП СРНС гражданского применения обычно используется одна частота и компенсация ионосферной задержки базируется на использова ний модели ионосферы. Погрешность модели зависит от точности учета электронной концентрации, на которую оказывают влияние время суток, географическая широта, время года и фаза цикла солнечной активности. Расчеты электронной концентрации с учетом суточных, географических, сезонных и цикловых вариаций позволяют рассчитывать поправки на ионосферные задержки, способные снизить ионосферную погрешность на 50 - 75% .
Анализ возможности повышения точности местоопределения ВС с использованием СРНС за счет совершенствования методов навигационных определений
Как отмечалось выше, существуют способы определения координат первого объекта относительно второго объекта, называемых ниже для краткости относительными координатами, для которых не требуется точной геодезической привязки одного из объектов. Известны, по крайней мере, два таких способа, отличающиеся алгоритмом их реализации. Первый способ [21], называемый «методом разностной коррекции навигационного параметра», основан на измерении разности дальности AR,- от одной и той же точки пространства с известными координатами до первого и второго объектов, производимом в одни и те же моменты времени; определении на втором объекте матрицы направляющих косинусов для точек рабочего созвездия; передаче измеренных разностей и матрицы косинусов на первый объект по каналу связи и вычислении на последнем относительных координат второго объекта по формуле где G — геометрическая матрица направляющих косинусов линий визирования у-го КА (KAj), определяемая выражением (2.6).
Однако данный способ требует наличия на втором объекте аппаратуры высокого класса точности, точной частотной и временной синхронизации измерений на объектах, а также канала связи с большой пропускной способностью для передачи значительного объема информации на первый объект. Существенным недостаткам данного способа является ухудшение точности определяемых относительных координат с удалением объектов друг от друга.
Ниже рассмотрен усовершенствованный метод относительных навигационных определений, целесообразность усовершенствования именно этого метода навигационных определений оправдана указанным выше его преимуществом, заключающимся в отсутствии необходимости точной геодезической привязки контрольной станции, существенно расширяющим область применения метода.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ, описанный в [22]. Указанный способ основан на вычислении разности координат первого (#i = Xi у\ Zi ) и второго объекта (q2 = х2у2 z21 ), измеренных в совпадающие моменты времени, по формуле (2.1). Вычитание одномоментных компонент векторов qi и q2 позволяет определить проекции базовой линии между объектами
В пункт совместной обработки (например, на первый объект) вместо вектора q2 могут передаваться массивы измерений радионавигационных параметров. Недостаткам данного способа является необходимость точной частотной и временной синхронизации измерений, а также ухудшение точности определяемых относительных координат по мере удаления объектов друг от друга. Причина кроется в погрешностях знания априорных координат точек пространства (системных погрешностей) и их пространственной декорреляции в силу различных углов обсервации на разных объектах.
Рассмотрим возможность повышения точности определения относительных координат за счет устранения влияния системных погрешностей.
Указанная цель может быть достигнута измерением на первом объекте дальностей до точек пространства с известными координатами и последующим вычислением относительных координат второго объекта. Кроме того, указанная цель достигается дополнительным и одновременным измерением приращения (ЛІ?,-) тех же дальностей до точки расположения второго объекта, использованием измеренных на первом объекте дальностей для определения координат каждой точки пространства относительно первого объекта (АХ/, AY;, AZ/) и вычислением для этих координат наклонных дальностей (Di), а также определением относительных координат второго объекта (Ад:, Ау, Az) из формулы
Существенные отличия предлагаемого способа от способа, описанного в [22], заключаются в следующем. В известном способе относительные координаты определяются на основе вычисления координат qx и q2 с последующим расчетом относительных координат по формуле (2.11). При этом в формуле (2.1) используются известные координаты точек пространства, которые всегда известны с конечной точностью. Из-за различных углов обсервации на разных объектах погрешности априорных координат по-разному раскладываются по наклонным дальностям и при вычислении относительных координат полностью не компенсируются.
В предложенном способе одновременно с измерением дальностей на первом объекте дополнительно измеряется разность дальностей от одной и той же точки пространства до первого и второго объектов (А/?/). Далее, используя измеренные на первом объекте дальности, определяют координаты точек пространства относительно первого объекта (Ад:/, А ,-, Azd, например, через определение геоцентрических координат первого объекта или путем прямого вычисления относительных координат при известных координатах точек пространства относительно друг друга. Кроме того, в предложенном способе, используя определенные координаты (Ахь Ауі, Azi), вычисляют для них наклонные дальности (Z ,-). Относительные координаты второго объекта определяют по формуле (2.1) с заменой
Сущность предлагаемого способа поясняется рисунком 2.4 и состоит в следующем. Пусть имеются точки пространства Т\ ... Тм с априорно известными (например, геоцентрическими) координатами xt у-, zi . Имеются два динамических объекта Oi и Ог, причем первый должен определить координаты второго (Ад:, Ay, Az) относительно собственного местоположения.
Принимая на объекте 0Ь (рис. 2.4) радионавигационные сигналы отМ точек пространства (например, при работе по СРНС GPS для трехмерной навигации (М - 3), определяют координаты точек Г,- относительно первого объекта (Аде,-, Ayt, Azi), а затем и наклонные дальности Д-. Способ определения - путем прямого вычисления относительных координат при известных координатах точек Тц# относительно друг друга (Ax/,m, Ay m, Az/;W) , где /, т е {i,j, к}, например из формул
Особенности реализации навигационных определений в СРНС при решении задач посадки ВС
Рассмотренный выше усовершенствованный алгоритм относительных навигационных определений, как отмечалось, может быть использован при решении разнообразных навигационных задач, как-то: заход на посадку и посадка ВС, поиск и спасение, пожаротушение, ледовая разведка и другие специальные работы, производимые с использованием авиации.
Остановимся подробнее на особенностях реализации навигационных определений в СРНС при решении задачи посадки ВС, как наиболее типо вой и массовой задаче, требующей для своего решения высокоточных навигационных средств, к которым относится СРНС.
В общем случае задачу посадки ВС на взлетно-посадочную полосу (ВПП) можно определить как навигационную задачу сближения до заданного взаимного положения (АХ, А Г, AZ) двух объектов, а именно: ВС и априорно выбранной точки касания ВПП. При этом траектория их сближения и взаимной угловое положение на конечной стадии также задаются априорно. С целью получения общего для различных вариантов задачи решения траекторию сближения и угловое положение ВС следует задавать относительно ВПП. В этом случае полученное решение можно использовать для решения задачи посадки в следующих модификациях: посадка на ВПП с априорно известным положением (координаты, углы) в пространстве, посадка на ВПП с неизвестным положением в пространстве, посадка на ВПП с переменным положением (ВПП на палубе корабля при сложных метеоусловиях).
С целью сохранения общности ниже априорно полагается, что глобальные координаты (р, Л,Н) ВПП и ее угловое положение в пространстве неизвестны и являются неизвестной функцией времени.
Анализ постановки задачи показывает необходимость определять расширенный вектор текущего положения объекта ВС в составе следующих параметров, рассматриваемых как функции времени /: - Aq{t), AMt), AH(t) - координаты условного центра ВС относитель но условного центра ВПП; - AX(t), A6(t), As(t) - курс, тангаж и крен ВС относительно ВПП, от считываемый между условными осями ВС и ВПП. Производные от этих величин, как-то: АХ, А9,Аё - скорости изменения углового положения объекта являются вторичными параметрами и могут измеряться как непосредственно, так и путем дифференцирования по времени первичных параметров. Для решения навигационной задачи способ получения первичных параметров значения не имеет. Возможно их прямое измерение или определение как разности аналогичных параметров, описывающих только ВС или ВПП. Но пригодность параметров для задачи посадки, в первую очередь, определяется их погрешностью. Вторым критерием пригодности парамет ров служит их непрерывность и отсутствие случайных выбросов при сбоях в аппаратуре или нештатной работе СРНС. Исходя из требований безопасности полета вероятность пропадания отсчетов или их выбросов следует принять равной Р « 0. Применительно к СРНС это означает: - непрерывность приема не менее четырех спутников, плюс одного -двух резервных - на случай их нештатной работы или затенения планером ВС; - выбор способа обработки сигналов, нечувствительного к систематическим и случайным (с периодом корреляции более I сек) погрешностям СРНС. Рабочая зона системы посадки включает в себя области малых и предельно малых высот, где особенно сильное влияние оказывают отраженные от окружающего ландшафта сигналы КА - так называемое явление многолучевого приема, которое приводит не только к существенным погрешностям измерения псевдодальностей (глава 1), но и к флуктуациям уровня сигнала из-за интерференции, что еще более снижает точность фильтрации основных радионавигационных параметров сигнала. Поэтому в приемоиндикаторах системы посадки вектор фильтруемых параметров должен быть дополнен оценкой уровня сигнала, а измеряемая псевдодальность должна определяться положением первого локального максимума корреляционной функции сложного сигнала. Таким образом, при работе на малых высотах приемник должен содержать дополнительное кольцо слежения за амплитудой. Проведение относительных определений предполагает наличие канала связи между объектами. Непосредственные измерения могут проводиться как на двух объектах, так и на одном из них, например на ВС. В первом случае по каналу связи передаются цифровые результаты измерений, а во втором с ВПП на ВС ретранслируется навигационное поле СРНС. Последнее предпочтительнее, так как при этом достигается наибольшая точность при совместной обработке прямого и ретранслированного сигнала. Организация цифрового канала связи «ВПП - ВС» принципиальных трудностей не вызывает. Рассмотрим вопрос организации канала связи с ретрансляцией поля СРНС.
Влияние несущего винта вертолета и других элементов конструкции на качество функционирования локальной дифференциальной подсистемы СРНС
Поскольку значительная часть специальных работ с применением авиации производится с использованием вертолетов, представляет интерес проанализировать влияние несущего винта (НВ) вертолета на качество функционирования ЛДПС СРНС в условиях наличия отражений от подстилающей поверхности, что имеет место при проведении специальных работ типа поиска и спасения, пожаротушения и др. и характерно для работы систем посадки ВС на основе СРНС. Представляет также интерес оценить влияние и других элементов инструкции вертолета на сигнал от КА. Причем, остановимся на элементах, которые создают экранирование в достаточно широком секторе углов. В связи с этим из рассмотрения исключим влияние оси несущего винта и рулевого винта вертолета. Кроме того, пренебрежимо малое влияние (ниже уровня шумов) на прием сигнала оказывают стабилизаторы, поскольку прием отраженного от них сигнала происходит ниже плоскости расположения антенны и в малом секторе углов.
Исходя из этих соображений, рассмотрим следующие пути прохождения сигнала: КА - хвостовая балка (ХБ) - несущий винт (НВ) - антенна (рис. 2.16), КА - НВ - ХБ - НВ - антенна (рис. 2.17), КА - кабина - антенна (рис. 2.18), КА - кабина - НВ - антенна (рис. 2.19).
При анализе пути «КА - ХБ - НВ - антенна» не будем учитывать дифракцию электромагнитной волны на хвостовой балке вертолета, так как радиус ее кривизны велик по сравнению с длиной волны (R « 2 м). Воспользуемся методом геометрической теории дифракции [26]. Отраженные от ХБ лучи первичного поля при падении на кромку лопасти образуют в каждой ее точке конус дифракционных лучей. В общем случае дифракционные лучи отражаются от ХБ и порождают на кромке новые дифракционные лучи. При этом под лопастями НВ на уровне ХБ имеет место дальняя зона дифракции и можно рассматривать плоскую дифракционную волну. Для количественных оценок достаточно учитывать только первичную дифракцию.
Расчеты по формуле (2.76) с учетом двух кромок лопасти показывают, что амплитуда дифракционного результирующего сигнала не превышает -20 дБ по отношению к амплитуде первичного сигнала от КА. Рассмотрим теперь путь «КА - НВ - ХБ - НВ - антенна».
Результирующий дифракционный сигнал в этом канале распространения образуется в результате как минимум двух дифракций на кромках лопастей и поэтому его амплитуда мала. По оценкам, полученным с помощью (2.76), уровень результирующего сигнала находится ниже уровня шумов (менее -25 дБ).
Аналогичным образом рассмотрим путь «КА - кабина - антенна». Радиус кривизны кабины значительно больше длины волны X и дифракционной волной в данном случае можно пренебречь .При этом в полной мере применим метод геометрической оптики и первичный сигнал можно считать полностью экранированным кабиной при курсе вертолета на КА и малых углах места КА. Очевидно, что угол места, при котором происходит экранирование, определяется типом вертолета и расстоянием от антенны до оси несущего винта вертолета. Так, например, для вертолета МИ-8 и расстояния от антенны до оси несущего винта равном 2 м имеем уэкр « 10.
Наконец, рассмотрим путь «КА - кабина - НВ - антенна». В этом случае амплитуда дифракционной волны также определяется выражением (2.76) .Дифракционная волна имеет существенную амплитуду (« -5 дБ), если вертолет летит по курсу в направлении на КА, поскольку дифракционная волна распространяется под малыми углами по отношению к отраженной от лопасти волне.
Из приведенных выше оценок видно, что влиянием этих каналов распространения при моделировании точностных характеристик приемоинди-катора СРНС, размещаемого на вертолете, можно пренебречь.
Наряду с рассмотренным выше влиянием элементов конструкции вертолета на точностные характеристики приемоиндикатора представляет интерес рассмотреть влияние этих элементов и, в первую очередь, НВ на достоверность приема информационных сообщений в СРНС, влияющую на общую работоспособность приемоиндикатора. Кроме того, этот вопрос представляет самостоятельный интерес с точки зрения оценки влияния НВ на качество функционирования спутникового канала связи, который может быть использован для передачи корректирующей информации при реализации дифференциального и относительного режимов навигационных определений.
Для передачи информационных сообщений в СРНС используется относительная фазовая манипуляция. В связи с этим представляет интерес оценить влияние помехи от НВ не только на огибающую, но и на фазу сигнала от КА.
Сигнал на выходе приемокоррелятора с учетом влияния НВ имеет вид - функция экранирования, определяемая только геометрическими соотношениями и частотой вращения винта; S(f) - прямой сигнал от КА; (t) - га-уссовский стационарный шум; S (t) - дифракционный сигнал. Выражение (2.17) можно записать в виде S(t)=X(t)A где А0 - амплитуда первичного сигнала от КА; A(t) - огибающая гауссов-ского стационарного процесса, распределенная по закону Релея; Адиф{і) -амплитуда дифракционного сигнала, которая определяется методом геометрической теории дифракции; ф (/) - фаза гауссовского стационарного процесса, распределенная равномерно в интервале [-тс, ти]; \\і - сдвиг фаз между прямым и дифракционным сигналом. В отсутствие помехи от НВ [X(t) = 1, N= 0] распределение фазы сигнала на выходе приемокоррелятора имеет вид [27] где a= AQ I 5 - отношение сигнал/шум; Ф(х) - интеграл вероятности; G -фиксированная начальная фаза детерминированного гармонического сигнала, принимаемая равной нулю. При а» \ (при дешифрации информации в приемоиндикаторе а = 3 -17) выражение (2.80) переходит в нормальную плотность вероятностей [27]
