Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Анализ точностных характеристик спутниковых срнс при решении задачи посадки ВС 9
1.1. Факторы, определяющие точностные характеристики спутниковых РНС 9
1.2. Факторы, влияющие на точностные характеристики приемоиндикаторов спутниковых систем 16
1.3. Повышение точностных характеристик СРНС при использовании дифференциальных и относительных методов навигационных определений 22
Выводы по главе 1 32
Глава 2. Методы построения лазерных систем траекторных измерений 34
2.1. Анализ методов траекторных измерений с использованием лазерных систем 34
2.2. Функциональное построение ЛСТИ 48
2.3. Точностные характеристики ЛСТИ 61
Выводы по главе 2 65
Глава 3. Способы применения лсти при траекторном контроле СРНС 67
3.1. Способ идентификации «трех траекторий» при траекторном контроле на этапе захода ВС на посадку
3.2. Задачи формирования рациональных схем размещения ЛСТИ
3.3. Автоматизация внесения калибровочных отклонений при траекторном контроле СРНС 84
Выводы по главе 3
Глава 4. Исследование и анализ методов оценки максимальной дальности действия лсти с учетом вероятностных характеристик обнаружения
4.1. Анализ вероятностных характеристик обнаружения ЛСТИ
4.2. Исследование влияния пеленгационной характеристики позиционно-чувствительного фотоприемника на вероятностные характеристики обнаружения
4.3. Оценка вероятности правильного обнаружения сигналов при флуктуации порогового уровня фотоприемного устройства ЛСТИ
4.4. Разработка метода инженерного расчета дальности действия лазерных траекторных измерителей при проведении летного контроля
4.4.1. Исследование дальности действия ЛСТИ при работе 103 в реальных условиях аэродромов
4.4.2. Методика инженерного расчета максимальной дальности действия ЛСТИ при решении задачи летног контроля СРНС 109
Выводы по главе 4
Заключение и выводы
Перечень использованных источников
- Повышение точностных характеристик СРНС при использовании дифференциальных и относительных методов навигационных определений
- Функциональное построение ЛСТИ
- Автоматизация внесения калибровочных отклонений при траекторном контроле СРНС
- Оценка вероятности правильного обнаружения сигналов при флуктуации порогового уровня фотоприемного устройства ЛСТИ
Повышение точностных характеристик СРНС при использовании дифференциальных и относительных методов навигационных определений
В спутниковых РНС ГЛОНАСС/NAVSTAR используется дальномер-ный способ определения координат с хранением начала отсчета, основанный на измерении наклонной дальности до навигационного спутника (для краткости в дальнейшем введем для него обозначение «космический аппарат» -КА) путем измерения задержки его сигнала относительно собственного опорного генератора. Для определения пространственных координат ВС требуется проводить, например, с частотой 1 Гц три независимых измерения плюс дополнительное измерение для учета рассогласования опорных генераторов КА с собственным. Поскольку первые жестко синхронизированы и привязаны к системе точного времени, после вычислений пользователь получает трехмерный вектор координат ВС и точное время в виде физического импульса. Таким образом, потребители каждую 1 сек. должны решать следующую систему из 4-х уравнений: м. ={(x,.-Z)2 +(yt -Y)2Hzt-Z)2}U2+co, г = 1...4 (1.1.1) где X,Y,Z- искомые координаты ВС; ХІ у І, Zj - априорно известные координаты КА; At- смещение шкалы времени опорного генератора ВС относительно системного времени; DKAt - измеренная дальность. Интегральная точность определения компонент вектора координат определяется суммарным действием многих погрешностей. Все их множество принято разбивать на две основные группы: - системные погрешности, включающие в себя подмножество по 10 грешностей космического сектора с его наземным обеспечением и подмножество погрешностей за счет искажения сигнала при его передаче потребителю; - инструментальные погрешности, вызванные ошибками измерений в аппаратуре потребителя.
В проведенных исследованиях и экспериментальных проверках точности СРНС NAVSTAR рассматривается следующий перечень погрешностей:
1. Неточность прогноза эфемерид спутника и ухода его бортовых шкал времени (БШВ). Погрешность обусловлена конечной точностью выбранных моделей движения спутника и ухода его БІТІВ из-за неполного учета возмущающих факторов.
2. Возмущения орбиты спутника и немоделируемые уходы его БШВ. Этот вид погрешности возникает из-за флуктуации параметров орбиты и БШВ под действием случайных возмущений и может быть скомпенсирован только обновлением эфемеридной информации на спутнике.
3. Некомпенсируемые задержки сигнала в ионосфере. Из-за неполного учета воздействий на ионосферу (как то: периодических и сезонных изменений ионосферной рефракции, флуктуации солнечной радиации и активности образования солнечных пятен, магнитных бурь и других), а также из-за относительно малого разноса частот для измерения ионосферной задержки двух-частотным методом (1.6 ГГц и 1.2 ГГц) можно определять эту задержку с точностью, соответствующей погрешности 1.0 - 2.0 м.
4. Неполный учет величины тропосферной задержки. Соответствующая погрешность определяется возможностями выбранной расчетной модели и получением для нее исходных данных. Обычно выбирается модель на основе результатов экспериментальных исследований.
5. Погрешности многолучевости. Эти погрешности возникают из-за приема потребителем сигнала спутника одновременно с множеством его сиг 11 налов-копий, отраженных от элементов окружающего ландшафта.
6. Шумы измерений. Они определяются свойствами конкретной реализации аппаратуры и принципами ее построения. Под величиной шумов измерений понимается теоретическая оценка инструментальной погрешности измерителя, которая определяется свойствами используемых в СРНС кодов и качеством фильтрации сигнала в приемнике. Оценка определяет верхнюю границу потенциальной точности измерителя.
Поскольку все компоненты погрешности имеют разную физическую природу, их можно полагать независимыми. Поэтому интегральная сред-неквадратическая погрешность (СКП) дальности вычисляется как среднее геометрическое входящих величин. Далее в работе будут определены интегральные среднеквадратические погрешности для различных методов навигационных определений.
Другим фактором, снижающим точностные характеристики СРНС, является многолучевое распространение за счет переотражений от земной поверхности. Вопросы влияния многолучевого распространения на точностные характеристики СРНС типа NAVSTAR рассматривались в работе [1]. Причем данные по ошибкам, обусловленным многолучевым распространением, различаются, что, по-видимому, связано с тем, что ошибки измерения псевдодальности вследствие многолучевости трудно поддаются оценке из-за нестандартности интерферирующих сигналов, сильной их зависимости от типа антенн и их взаимного расположения, вида и характера отражающей поверхности. Так, для упрощенной аппаратуры потребителей (АЛ) СРНС NAVSTAR, предназначенной для массового потребителя и использующей один канал последовательного слежения за С/А кодом, погрешность определения псевдодальности составляет 0-15 м [2]. При этом согласно [3] при посадочных и предпосадочных маневрах ошибки из-за многолучевости могут достигать ±83 м. Что касается кода повышенной точности (Р-кода), то отмечено, что погрешность оценки псевдодальности из-за многолучевости лежит в пределах 3 м, а при высотах полета 300 м практически отсутствует. Для анализа влияния многолучевого распространения на точностные характеристики рассматриваемой СРНС необходимо рассмотреть два режима работы системы: режим поиска (обнаружения сигнала) и режим сопровождения (слежения за задержкой сигнала).
Спецификой многолучевого распространения сигналов СРНС является то, что амплитуда отраженного сигнала зависит от его задержки. Причем, в режиме обнаружения в соответствии с корреляционной функцией сигнала амплитуда отраженного сигнала зависти от задержки следующим образом где т - оценка времени задержки (в режиме обнаружения оценка проводится в диапазоне априорной неопределенности путем последовательного перебора всех возможных задержек с дискретом 7 / 2; Tk - ширина автокорреляционной функции псевдослучайной последовательности (ПСП), равная длительности элементарной посылки; Т3 - время задержки отраженного сигнала; Uomp - амплитуда отраженного сигнала.
В соответствии с формулой (1.1.2) отраженные сигналы, задержанные более чем на Tk относительно прямого сигнала, практически не создают помех на выходе коррелятора и поэтому не нарушают работы алгоритма обнаружения. В режиме слежения следует рассматривать два сигнала, которые получаются за счет сдвигов «раньше», «позже» на TJ 2 относительно оценки т. Очевидно, что многолучевое распространение будет оказывать большое влияние на сигналы типа «позже». При этом амплитуду отраженного сигнала на выходе коррелятора в режиме «позже» можно записать так:
Функциональное построение ЛСТИ
Данные зоны, построенные для кодов повышенной и пониженной точности для различных углов места и высот полета ВС, позволяют определить случаи, когда имеют место помехи за счет многолучевости. Для проведения анализа необходимо рассматривать диаграмму направленности антенны приемоиндикатора (ПИ) СРНС. Полагаем, что в качестве антенны ПИ используются две скрещенные щели, расположенные в верхней части фюзеляжа. Причем, ширина диаграммы направленности такой антенны на уровне -3 дБ составляет 168. Тогда коэффициент усиления антенны для 9 84 можно принять равным нулю, ограничившись рассмотрением главного лепестка диаграммы направленности антенны. При этом эффекты за счет многолучевости могут возникнуть лишь при отклонении ВС от горизонтального полета более чем на 6, например, за счет маневров при заходе на посадку.
На основании рассчитанных зон переотражения получены зависимости, показывающие, в каких случаях помехами за счет многолучевого распространения можно пренебречь. Данные функции определяют пороговые значения углов крена ВС, выше которых проявляется многолучевость. С увеличением угла крена увеличивается зона переотражения, от которой отраженные сигналы не подавляются антенной, что соответственно приводит к увеличению мощности помехи. В дальнейшем рассчитанные зоны переотражения будут использованы для нахождения мощности отраженного сигнала.
На основании рассчитанных кривых для режима обнаружения кода пониженной точности можно сделать следующие выводы.
Влияние помех многолучевого распространения при диаграмме направленности антенны в верхней полусфере сильно зависит от высоты полета ВС, угла места КА и угла крена ВС. Причем, если ограничиться допустимым углом крена є 10 в сторону КА, то при угле места у0 = 15 с многолучево-стью можно не считаться при высотах полета более 700 м.
Для угла места у = 45 значение высоты полета, ниже которой следует считаться с многолучевостью, падает до 100 м.
Таким образом, при малых высотах полета и маневрирования необходимо учитывать степень влияния подстилающей поверхности на точностные характеристики приемоиндикаторов СРНС. Достаточно эффективный способ защиты от этих помех состоит в выборе в указанных выше режимах полета созвездия с большими углами места КА. Аналогичные зависимости имеют место и для режима слежения. Следует лишь заметить, что влияние многолу-чевости при слежении за кодом повышенной точности значительно меньше, чем при слежении за кодом пониженной точности. При допустимом угле крена 10 и угле места КА у = 30 помехи за счет многолучевого распространения имеют место лишь при высотах менее 30 м. Причем, уровень этих помех будет значительно меньше, чем для кода пониженной точности, что связано с меньшими размерами зон, создающих мешающие переотражения. 1.2. Факторы, влияющие на точностные характеристики приемоиндикаторов спутниковых систем Одним из основных факторов, влияющих на точностные характеристики приемоиндикатора СРНС, работающего в L-диапазоне, являются внешние и внутренние шумы. Для определения основных характеристик аддитивных помех радиоприему рассмотрим основные энергетические соотношения в радиолинии космический аппарат (КА) - воздушное судно (ВС). Мощность принимаемого сигнала на борту ВС можно записать как где КА - мощность передатчика навигационного КА; G - коэффициент усиления антенны КА; GBC- коэффициент усиления приемной антенны ВС; Ls- общие потери сигнала в элементах антенно-фидерных трактов и при распространении в окружающей среде. Общее выражение для суммарных потерь может быть записано в виде поляризаций и др.); ЬАФУ - потери в элементах антенно-фидерного тракта; D - расстояние между КА и ВС; Я - длина волны. Мощность шумов, отнесенных ко входу приемного устройства, может быть описана выражением где К (f) - амплитудно-частотная характеристика второго УПЧ приемоинди-катора СРНС. Обычно эквивалентная шумовая полоса несколько шире полосы УПЧ на уровне 0.7(AFoj). Причем, в зависимости от фильтра УПЧ (одноконтурного, многоконтурного), шумовая полоса может быть определена по формуле
Тпр - эквивалентная шумовая температура собственно приемника, обусловленная его внутренними шумами; г}вс коэффициент передачи волноводного тракта приемника.
Эквивалентная шумовая температура приемника, отнесенная к его входу, может быть определена по известному коэффициенту шума приемника, определяемого типом используемых усилительных приборов При использовании малошумящих усилителей на биполярных транзисторах коэффициент шума на частоте 1.5 ГГц составляет величину порядка 1.5-2 дБ [5], что соответствует температуре Тпр= 120-170К.. В последнее время наибольшее распространение получили малошумящие усилители на полевых транзисторах с барьером Шотки [6]. При их использовании коэффициент шума снижается до 0.6-0.8 дБ, а шумовая температура Тпр s 43-59К. Эквивалентную шумовую температуру антенны можно представить в виде следующих составляющих ТА = ТК+ ТАТМ +Т3+ Т0ТР (1.2.8) где Тк шумовая температура, характеризующая радиоизлучение космических источников; ТАТМ- тепловое радиоизлучение атмосферы; Тз - излучение земной поверхности; ТОТР - отражения от земной поверхности радиоизлучений атмосферы и космических источников. Методика определения этих составляющих основана на том, что антенна, находящаяся в бесконечном объеме поглощающей среды с однородной кинетической температурой, при термодинамическом равновесии поглощает и переизлучает мощность, равную мощности излучения [3]. В этом случае ТА = \ТЯ( )С(Р, П , (1.2.9.) где Тя (Р, iff) - яркостная температура излучения в направлении, характеризуемом угловыми координатами /Зи у/в сферической системе координат; G (J3, у/) - усиление антенны ВС в том же направлении.
Полагая, что в качестве антенны приемоиндикатора СРНС используются расположенные в верхней части фюзеляжа скрещенные щели с максимальными коэффициентами усиления при /3 = 0, G(0) = 6.1 дБ и шириной диаграммы направленности по уровню -3 дБ 168, аппроксимируем выражение для диаграммы направленности антенны следующим образом
Автоматизация внесения калибровочных отклонений при траекторном контроле СРНС
Метод коррекции навигационного параметра обеспечивает повышенную точность НВО на незначительных удалениях от КС. Здесь ограничения связаны с явлением пространственной декорреляции системных погрешностей в силу различия углов обсервации одного спутника. При эфемеридной погрешности 5= 100 (м) некомпенсируемая погрешность определения координат составляет 7,5 (м) на удалениях до 500 км.
Метод разностной коррекции навигационного параметра позволяет пользователю иметь упрощенную аппаратуру, поскольку основной объем вычисления ведется на КС. Однако метод применим только на минимальных удалениях.
По экспериментальным данным реальная точность определения координат дифференциальным методом в системе NAVSTAR составляет [15]:
Относительные навигационные определения координат В спутниковых РНС наряду со стандартными НВО глобальных координат находят применение относительные определения [16], [17], [18]. В них участвуют два объекта: собственно ВС и базовая станция, относительно которой ВС определяет свои координаты. Поскольку для ВС точка расположения базовой станции совпадает с началом системы координат, то ее для краткости в дальнейшем будем именовать точкой координации (ТК).
Общая идея относительных НВО состоит в одновременном (или, по крайней мере, в близкие моменты времени) определении навигационных параметров для точки координации и на ВС с последующим вычислением их относительных координат. Поскольку эти координаты разностные, то здесь ряд сильнокоррелированных погрешностей также снимается, аналогично дифференциальному режиму. Но в отличии от последнего, в относительной схеме оба объекта равноправны, и точной геодезической привязки одного из них не требуется. где Кщво = \\ ХТК(ВС) Jтщвс) ,ZTK(BQ\\ Т- глобальные координаты ТК (ВС); Л К - искомые координаты ВС относительно ТК. Алгоритм вычисления глобальных координат описан выше; причем безразлично, где вычисляется Ктк - непосредственно в точке координации или на ВС. В качестве цифрового канала связи может быть использован стандартный канал связи ВС с пунктом управления движением или иной другой, позволяющий дополнительно передать 120-150 бит/сек.
Для совмещения моментов измерений удобно воспользоваться свойством СРНС быть источником высокоточного времени и применить следующий линейный алгоритм коррекции результатов измерений: НПтк(іі)-НПтк(іі+Л)-НПтк ((tt + A)t), (1.3.5) где (tt+ А)- момент измерения НП по шкале ТК; -момент измерения НПпо шкале ВС; НПТК - усредненная скорость изменения параметра.
Требование временного совмещения измерений регламентирует обязательность вычисления момента измерения (tt + А) в ТК и предопределяет установку в точке координации такой же навигационной аппаратуры, что и на ВС.
Вторая модификация относительных НВО предполагает проведение определений только на ВС. Для этого в точке координации устанавливается источник вторичного радионавигационного поля (ретранслятор поля СРНС), а на ВС дополнительно его приемник. Измерения проводятся одновременно в поле СРНС и поле ретранслятора относительно общей шкалы времени ВС. Схема этой модификации может быть представлена в виде:
Поскольку все измерения проводятся на ВС, во временном совмещении их моментов нет необходимости. Это сильно упрощает аппаратуру в точке координации, которая вырождается в ретранслятор сигналов СРНС без какой-либо обработки. Такой канал связи ТК и ВС обычно называется радиоизмерительным.
Канал должен допускать селективный доступ, обеспечивая работу пользователю в сети из п одновременно действующих ретрансляторов по его выбору (более общая формулировка: работа пользователя в п частных навигационных сетях). Многоадресность системы обеспечивается разнесением их спектров по частоте (аналог - система ГЛОНАСС), или путем введения в формат сигнала дополнительной кодирующей псевдослучайной последовательности (аналог - система NAVSTAR).
Способ относительных НВО с радиоизмерительным каналом связи схематично представлен на рис. 1.3.3.
На основании известных экспериментальных данных [24], [25], [26] составлена сводная таблица 1.3.1 интегральной погрешности и ее компонент для двух систем ГЛОНАСС и NAVSTAR.
К приведенной таблице необходимо дать следующие пояснения. В дифференциальном режиме остаточный характер погрешностей (эфемерид-ной и за счет распространения) обусловлен явлением их пространственной и временной декорреляции, сущность которых заключается в следующем.
Во-первых, различные углы обсервации спутника на КС и у потребителя приводят к разному повороту вектора смещения измеренных координат, и полной компенсации системной погрешности не происходит. Во-вторых, процедура вычисления дифференциальных поправок на КС требует большого времени для набора выборки измерений достаточного объема. Это предопределяет большую дискретность их обновления. Так, согласно принятому в США стандарту [27], в дифференциальном режиме установлены 6 временных градаций их возраста: от «менее 12 сек.» до «более 96 сек.». Поэтому системные погрешности с меньшим интервалом корреляции принципиально не могут быть компенсированы в силу их временной декорреляции с дифференциальными поправками.
Оценка вероятности правильного обнаружения сигналов при флуктуации порогового уровня фотоприемного устройства ЛСТИ
На рис. 4.3.1 приведены результаты расчетов вероятностей правильного обнаружения, полученные с использованием соотношений (4.3.4), (4.3.5) для /л = 8, Р = 0,1 и / = 4;6.
Анализ приведенных данных показывает, что вероятность правильного обнаружения монотонно убывает с ростом S . Кроме того, для малых д лучшая вероятность правильного обнаружения имеет место при сигнале с равномерным распределением амплитуд (кривая I), тогда как для больших д предпочтительно обнаружение сигнала с гауссовой статистикой амплитуд (кривая II).
Следует отметить, что при д = 0,6 ошибка аппроксимаций для гауссова распределения составляет примерно 4%, а для равномерного - 2%. Таким образом, для проведения расчетов вероятности правильного обнаружения для слабофлуктуирующих сигналов можно использовать соотношение (4.3.4), которое позволяет в ряде случаев получить достаточно просто ее нижнюю оценку.
Из графиков рис. 4.3.1 видно, что существует сильная зависимость вероятности правильного обнаружения от стабильности задания порогового уровня, который определяет позиционную чувствительность ПЧФ в процессе измерения параметров траектории полета ВС.
Результаты исследований, полученные в диссертационной работе для оценки вероятности правильного обнаружения флуктуирующих сигналов с учетом влияния пеленгационной характеристики ПЧФ, а также учет влияния нестабильности порогового уровня свидетельствуют о том, что необходимы обстоятельные исследования по разработке методов параметрической оптимизации их характеристик. Постановка этой задачи диктуется главным образом и тем обстоятельством, что высокие точностные характеристики ЛСТИ при измерении угловых параметров траектории в значительной степени определяются точностью преобразования ПЧФ линейных перемещений светового пятна, отраженного от объекта луча лазера, в электрический сигнал, со 102 ответствующии рассогласованию между оптической осью приемопередающего устройства и линией визирования [89].
Исследование дальности действия лазерных траекторных измерителей при работе в реальных условиях аэродромов
Расчеты, произведенные в 4.1-4.3, позволяют определить область значений энергетического соотношения сигнала и помехи на входе приемного тракта ЛТИ при заданной вероятности правильного обнаружения D, что дает возможность произвести оценку одной из основных эксплуатационных характеристик ЛТИ - максимальной дальности действия.
Максимальная дальность действия ЛТИ при измерении параметров траектории в реальных метеоусловиях определяется выражением [60]:
Распространение лазерного излучения в атмосфере сопровождается его поглощением и рассеянием, причем для однородной среды при мощностях излучения, не превышающих допустимых значений, применим закон Бугера: где Io ф, I(f) - интенсивность оптического излучения частоты /до и после прохождения слоя атмосферы толщиной L; уф- коэффициент ослабления лазерного излучения, который определяется выражением:
При этом ослабление лазерного излучения подразделяется на молекулярное (релеевское) и аэрозольное. Для выбранного диапазона работы ЛТИ (ближняя инфракрасная область) основное влияние на молекулярное поглощение излучения оказывают водяные пары.
В работе [90] предложен ряд основных моделей молекулярной атмосферы и определены коэффициенты молекулярного поглощения и рассеяния лазерного излучения различной частоты на высотах, начиная с уровня моря до Н= 35 км. Величины коэффициентов молекулярного рассеяния GM и поглощения Км для излучения полупроводникового GaAs лазера, используемого в лазерном траекторном измерителе, приведены в табл. 4.1.
Оптические параметры атмосферы в большой степени зависят от наличия аэрозолей, к которым относятся туманы, дымки, облака, осадки, различные виды пыли и дымов. Рассеяние и поглощение лазерного излучения аэрозолями учитывается с помощью коэффициентов аэрозольного рассеяния GA И поглощения КА. аэрозольное ослабление связано с метеорологической дальностью видимости следующей эмпирической зависимостью [90]:
Летный контроль СРНС производится в определенных метеорологических условиях, которые могут прогнозироваться на период испытаний. Одним из важнейших преимуществ использования ЛТИ при проведении таких сложных летных испытаний является возможность существенного снижения метеоминимумов при проведении испытаний, поскольку использование методов оптической активной локации и лазеров, работающих в РЖ-диапазоне, позволяет получать достаточную максимальную устойчивую дальность действия вплоть до значений МДВ, равных 5 км. Это обстоятельство позволяет значительно сократить затраты летного времени для любых программ летных испытаний. Кроме того, применение ЛТИ дает возможность производить одновременную оценку точности измерения дальности и угловых координат.
