Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Анализ влияния качества информации на точность и надежность аэронавигации 14
1.1. Аэронавигация как информационный процесс 14
1.2. Требования к аэронавигации и возможности их реализации на современных ВС 18
1.2.1. Обзор характеристик точности и надежности аэронавигации. Концепция RNP-RNAV 18
1.2.2. Навигационная способность и показатель ANP 23
1.2.3. Анализ общей погрешности системы TSE 24
1.3. Краткая характеристика навигационного оборудования дальнемагистральных самолетов 29
1.3.1. Оборудование современных отечественных самолетов... 29
1.3.2. Оборудование самолетов иностранного производства 36
1.4. Ситуации с неполной информацией, характерные для дальнемагистральных самолетов 39
1.4.1. Классификация ситуаций 39
1.4.2. Актуальность разработки рекомендаций по повышению НС 41
1.4.3. Обзор существующих рекомендаций по действиям при искажениях измерительной навигационной информации 43
Выводы по главе 1 46
ГЛАВА 2. Анализ ситуаций с неполной аэронавигациинной информацией 48
2.1. Пути совершенствования предполетного информационного обслуживания экипажей 48
2.2. Исследование проблем информационного обмена «экипаж-диспетчер» в полете 53
2.3. Разработка методов повышения качества обработки информации при полетах в Северной Атлантике 58
2.3.1. Особенности организации полетов в регионе 58
2.3.2. Анализ загруженности канала радиосвязи «экипаж-диспетчер» 62
2.3.3. Классификация навигационных ошибок и разработка методов их предотвращения 65
2.3.4. Обоснование предложений по изменению процедуры, применяемой в
MNPSA при потере связи 71
Выводы по главе 2 73
ГЛАВА 3. Методы применения инерциальных систем в ситуациях с неполной информацией 74
3.1. Экспериментальная оценка характеристик точности инерциапьного счисления пути 74
3.1.1. Методика сбора и обработки данных 74
3.1.2. Обоснование выбора закона распределения погрешностей 80
3.1.3. Аналитическое выражение для двумерного распределения Лапласа 86
3.1.4. Оценка точности счисления 88
3.2. Разработка методов эффективного использования инерциальной информации 93
3.2.1. Анализ радиальных уходов 93
3.2.2. Послеполетный контроль как способ оценки точности ИНС 98
3.2.3. Недостатки алгоритма ВСС-85 и необходимость выбора ИНС 102
3.2.4. Выбор ИНС как задача принятия решения в ситуации разового выбора варианта 106
3.2.5. Выбор ИНС в полете на основе теории оптимальных оценок 109
Выводы по главе 3 114
Глава 4. Методы локсодромической навигации при отказе навигационного вычислителя 116
4.1. Локсодромия как альтернативная линия пути 116
4.2. Способы приближения локсодромии к треку 123
4.3. Исследование возможности применения магнитной локсодромии в аэронавигации 127
4.4. Математическое моделирование навигации ло локсодромии 137
4.4.1. Принципы построения, функции и структура имитационной модели „137
4.4.2. Начальные условия, модели погрешностей и навигационной деятельности экипажа 141
4.4.3. Краткая характеристика программ и анализ результатов моделирования 144
Выводы по главе 4 149
Заключение 150
Список использованной литературы
- Требования к аэронавигации и возможности их реализации на современных ВС
- Разработка методов повышения качества обработки информации при полетах в Северной Атлантике
- Аналитическое выражение для двумерного распределения Лапласа
- Математическое моделирование навигации ло локсодромии
Введение к работе
Актуальность работы. Современные дальнемагистральные самолеты выполняют полеты в регионах с недостаточным обеспечением наземными радиотехническими средствами навигации в условиях действия требуемых навигационных характеристик RNP-RNAV. В расчетных условиях эксплуатации навигационное оборудование этих самолетов обеспечивает выполнение установленных требований к точности аэронавигации. Но в практике полетов продолжают иметь место случаи полных и функциональных отказов навигационных датчиков и вычислителей, погрешностей измерений навигационных параметров, выходящих за допустимые пределы, а также различных нарушений в функционировании системы аэронавигационного обеспечения полетов. Такие ситуации уменьшают возможности навигационного эргатического комплекса (НЭК) по выполнению установленных в данном регионе требований к точности аэронавигации, то есть приводят к снижению навигационной способности воздушных судов (ВС).
Аэронавигация - это информационный процесс, поэтому ее качество зависит от качества информации в контуре управления, а также алгоритмов ее обработки. Все перечисленные ситуации характеризуются дефицитом или искажением необходимой для управления информации, и поэтому обозначены как cumyatfitu с неполной информацией (СНИ).
Возможность повышения точности и надежности аэронавигации при возникновении СНИ обусловлена двумя факторами. С одной стороны, современные навигационные комплексы обладают существенной информационной избыточностью за счет дублирования и резервирования датчиков и систем, что дает возможность использования дополнительных информационных ресурсов для повышения качества навигации. С другой стороны, наличие в контуре управления человека (навигатора), позволяет обеспечить гибкость используемых алгоритмов управления в зависимости от полетной ситуации. Навигатор может повысить качество навигационного процесса на основе применения специально разработанных методов обработки
информации и принятия навигационных решений, позволяющих снизить вероятность возникновения и отрицательные последствия СНИ. И наоборот, неоптимальные действия экипажа в таких ситуациях приводят, как показывает практика, к навигационным инцидентам.
На протяжении десятилетий основным направлением развития навигационной науки являлось совершенствование технических средств навигации, повышение их точности, надежности и функциональных возможностей. В последние годы этом направлении достигнут значительный прогресс, связанный в первую очередь с внедрением спутниковых навигационных систем (СНС). Вместе с тем, действиям навигатора, особенно в СНИ, не уделялось достаточно внимания ни в научной, ни в нормативно-методической литературе. Это является одной из причин возрастания роли человеческого фактора в возникновении навигационных шщидентов.
Актуальность темы данной диссертационной работы обусловлена необходимостью решения проблем, возникающих в навигационной практике экипажей дальнемагистральных самолетов (в том числе самолетов Ил-96-300) и связанных с обеспечением требуемой точности навигации в СНИ.
Целью работы является разработка применяемых экипажем при подготовке и выполнении полета методов технологического и организационного характера, основанных на максимальном использовании имеющихся информационных ресурсов и направленных на обеспечение требуемой точности и надежности аэронавигации дальнемагистральных самолетов в ситуациях с неполной информацией.
Основные задачи. Для достижения цели в работе ставились задачи:
выявить влияние дефицита и искажения различных видов информации на точность и надежность аэронавигации;
разработать предложения по устранению недостатков информационного обеспечения экипажей в процессе предполетной подготовки;
проанализировать и обобщить приведенные в нормативных документах и методической литературе рекомендации по действиям экипажа в условиях недостатка информации;
провести анализ информационного обмена «экипаж-диспетчер» в регионе Северной Атлантики и разработать предложения по совершенствованию технологии работы экипажа в целях снижения вероятности операторских 'ошибок;
на основе анализа экспериментальных данных о погрешностях счисления пути инерциальной навигационной системой (ИНС) "Litton-90-ЮО", установленной на Ил-96-300, разработать применимую экипажем в полете процедуру выбора наиболее точной ИНС;
разработать методику послеполетного контроля ИНС в целях своевремешгого выявления снижения навигационной способности ВС;
- разработать методику выполнения полета по локсодромии с использованием
данных ИНС при отказе навигационного вычислителя и исследовать
возможность использования магнитной локсодромии при полетах в регионе
Северной Атлантики.
Объектом исследования является процесс аэронавигации дальнемагистральных воздушных судов.
Предмет исследования - методы повышения точности и надежности аэронавигации в ситуациях с неполной информацией.
Методологической и теоретической основой исследования являются научные труды отечественных и зарубежных авторов (Ганьшина В. Н., Гильбо Е.П., Золотарева В.М., Липина А.В., Медича Дж., Молоканова Г.Ф., Паркинсона У., Пешехонова В.Г., Пугачева В. С, Сарайского Ю.Н., Трухаева Р. И. и др,) в области теории воздушной навигации и аэронавигационного обеспечения полетов, математической статистики и теории оптимальных оценок. В процессе решения поставленных задач использовались экспериментальные методы сбора данных о погрешностях ИНС, методы статистической обработки результатов измерений, теории массового
обслуживания, теории принятии решений и оптимизации измерений, а также методы статистического моделирования с использованием ЭВМ.
Информационная база исследования включает в себя научные источники, официальные документы, статистические материалы отечественных и зарубежных организаций, а также результаты собственных расчетов и экспериментов, проведенных автором в полетах на самолете Ил-96-300. Научная новизна работы
Впервые проведен сбор и анализ большого объема экспериментальных данных о погрешностях ИНС на самолетах с вычислительной системой самолетовождения (ВСС-85).
На основании экспериментальных данных обоснована целесообразность использования распределения Лапласа для погрешностей счисленных координат и разработана методика оценки соответствия точности счисления требуемым навигационным характеристикам.
Предложен новый метод контроля и выбора ИНС экипажем в полете, основанный на независимом мажорировании по проекциям.
Разработан метод полета по смещенной локсодромии с использованием ИНС с обоснованием возможности использования магнитной локсодромии при полетах по трекам Северной Атлантики, позволяющий существенно повысить точность аэронавигации при отказе бортового компьютера.
Практическая ценность и реализация результатов работы. Применение разработанных в диссертации методов в практике летной работы экипажей и при послеполетном обслуживании ИНС позволяет повысить точность аэронавигации дальнемагистральных самолетов в ситуациях с неполной информацией.
Результаты исследований автора использованы: - при разработке <<Инструкции по взаимодействию и технологии работы экипажей ВС Ил-96-300» (утверждена руководителем департамента летных стандартов Государственной службы гражданской авиации);
-при разработке «Инструкции по производству полетов по маршруту Москва-Гавана» (утверждена Летным директором ОАО «Аэрофлот»);
при внедрении формата Главного Документа, применяемого для полетов в регионе Северной Атлантики, а также формата путевых углов в навигационных расчетах, предоставляемых SITA.
Апробация работы. Материалы диссертации обсуждались на 9-й Санкт-Петербургской Международной конференции по интегрированным навигационным системам (НТЦ «Электроприбор», 2002 г.), на семинарах «Летная эксплуатации ВС» (Гос. НИИ «Аэронавигация», 2001 и 2003 гг.), на заседании Российского общественного института навигации (Москва, 2003 г.), на Конференции аспирантов и молодых ученых (Академия ГА, 1998 г.), на семинарах кафедры аэронавигации Академии ГА, на летно-технических конференциях ОАО «Аэрофлот», в дискуссиях автора со специалистами НИИ АО (г. Жуковский) и фирмы «Litton Aeroproduct» (Лос-Анджелес, США).
По результатам исследования опубликовано шесть печатных работ.
На защиту выносятся:
результаты анализа погрешностей инерциального счисления ИНС по экспериментальным данным;
методика оценки точности ИНС по результатам послеполетных процедур;
методика контроля и выбора наиболее точной ИНС в полете;
метод навигации по смещенной локсодромии в регионе Северной Атлантики с обоснованием возможности использования магнитной локсодромии.
Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, четырех глав, заключения и 12 приложений. Общий объем работы составляет 184 страниц текста, включая 39 рисунков и 16 таблиц.
Первая глава содержит определения основных понятий, использованных в работе, обзор литературных источников и документов, характеризующих современный подход к характеристикам и классификации навигационной информации. Анализируются существующие методы оценки качества навигации, приведена краткая характеристика навигационного оборудования
современных ВС. Предлагается классификация СНИ применительно к дальнемагистральным полетам. Приводится критический обзор рекомендаций документах и методической литературы по действиям в таких ситуациях.
Вторая глава посвящена анализу недостатков в аэронавигационном обслуживании (АНО) экипажей перед полетом и искажениям информации в процессе информационного обмена «экипаж-диспетчер» на примере Северной Атлантики. Обосновываются предложения по улучшению АНО. Разрабатываются методы повышения навигационной способности ВС при полете по трекам за счет изменения формата представления информации в навигационных расчетах, внедрения специальных приемов обработки информации и разработанного автором бланка Главного Документа.
В третьей главе рассматриваются вопросы совершенствования методов использования ИНС в автономном полете. Анализируются погрешности ИНС на основе экспериментальных данных, собранных автором в производственных полетах, а также статистического материала фирмы "Litton". Обосновывается использование двумерного распределения Лапласа с разработкой расчетных формул, таблиц и графиков для оценки точности инерциального счисления, позволяющих оценить навигационную способность Ил-96-300 в автономном полете. Обосновываются требования по оценке работоспособности ИНС по данным послеполетного контроля. Рассматриваются варианты алгоритмов выбора ИНС в полете и предлагается легко реализуемая методика выбора.
В четвертой главе анализируется ситуация отказа навигационного компьютера в автономном полете. Разрабатывается и обосновывается методика выполнения полета по локсодромии с использованием ИНС. Для проверки применимости методики используется компьютерное моделирование полета. Отдельно анализируется возможность использования магнитных путевых углов для полетов по трекам Северной Атлантики.
В заключении представлены основные выводы и рекомендации по работе. В приложениях приведены вспомогательные материалы, позволяющие более полно отразить содержание работы.
Требования к аэронавигации и возможности их реализации на современных ВС
Точность навигации определяется, как степень близости фактической и заданной ПВТ [9, 46, 76, 77] или «степень соответствия расчетного или измеренного местоположения истинному» [29]. Фактическая траектория не совпадает с заданной из-за погрешностей измерения навигационных параметров и выдерживания пилотажпого режима, инерционных свойств самолета, воздействия внешней среды и других факторов, большинство из которых можно рассматривать как случайные. В результате этого и отклонение фактического МС от заданного носит стохастический характер.
В ортогональной частноортодромической системе координат (ЧОК) S, Z, Н (ось S направлена по ЛЗІЇ, Z — вправо от неё, Н - высота полета), отклонение ВС от программного положения определяется случайными величинами AS, AZ, АН. Для горизонтальной навигации при условии, что расчетное место самолета МСр в любой момент совпадает с заданным (рис. 2) показателями точности являются статистические характеристики отклонений и AZ.
Оценка точности обычно производится отдельно по осям S и Z, при этом определяющей как в отечествешшх исследованиях, так и в международных документах является точность по Z. Основными числовыми характеристиками являются математические ожидания (МО) Ms, Mz и среднеквадратическое отклонения (СКО) (TS ог погрешностей AS, AZ. Значения Ms, Мг можно рассматривать как систематические погрешности и их часто удается свести к нулю путем устранения вызывающих их факторов или ввода поправок. В этом случае AZ=Z. Величины as и oz характеризуют случайную составляющую погрешности и широко используются для теоретических расчетов точности. В документах и руководствах ИКАО на них часто ссылаются как на точность функционирования системы. [29, 93]. Часто применяется среднеквадратическое радиальное отклонение ar=(a z+o-$) , характеризующее точность определения места самолета в горизонтальной плоскости. В некоторых НК и системах аг выдается экипажу бортовым компьютером в качестве характеристики точности как в полете, так и при послеполетном контроле точности счисления.
Вместе с тем, действительная точность выдерживания ЛЗП зависит не только от погрешностей навигационных систем, но и от отказов оборудования, ошибок экипажа, воздействия среды и т. д. Поэтому при разработке концепции требуемых навигационных характеристик (RNP - Required Navigation Performance) группа ИКАО по перспективным навигационным системам (FANS) использовала показатели "Containment Value" (величина удерживания)
и TSE - "Total System Error" (общая погрешность системы), которые хорошо согласуются с используемыми в отечественной литературе показателям надежности [46, 76] и суммарной погрешности навигации [9, 12,46].
Введенное проф. Г. Ф. Молокановым понятие надежности навигации понимается как способность системы обеспечить выполнение задачи. В качестве меры надежности используется вероятность нахождения ВС в пределах некоторой области А допустимых значений координат. Можно рассматривать частные показатели надежности по отдельным координатам. Тогда, например, показателем надежности навигации по боковой координате
МОЖет ЯВЛЯТЬСЯ ВерОЯТНОСТЬ ТОГО, ЧТО AZ НЄ Превышает ПО МОДУЛЮ Zdon,. В работах [60,62] выделяются следующие виды показателей надежности: - Локальные - вероятность того, что в момент времени t вектор местоположения ВС Y принадлежит A: vj(t) = P{Y(t)cAJ; - Интегральные, выражаемые через локальные, - средняя вероятность нахождения ВС в А на интервале времени [tj, tj[ или отрезке маршрута: 1 h "2(ti,t2)=:—гЬ(0 1 2 h Используемая в концепции RNP величина удерживания определяется как «расстояние от планируемого местонахождения, в пределах которого ВС будет находится в течение 95% общего времени полета» [29, С 28], т. е. она соответствует заданному интегральному показателю надежности, где А представляет собой круг. Однако для требований RNP TSE задается отдельно по S и Z и область А преобразована в квадрат с длиной стороны, численно равной удвоенному значению KNP, и центром, совпадающим с МСр (рис. 2).
Таким образом, требования по точности и надежности выражены с помощью одного параметра - общей погрешности системы TSE в морских милях, которая принимается в боковом измерении за расстояние между фактическим местом самолета МСф и ЛЗП маршрута полета в навигационной системе, а в продольном - за разницу между отображенным расстоянием до конкретной точки пути и истинным расстоянием. Положения концепции RNP изложены в [27, 29], вопросы применения - в сборниках и инструкциях, в частности в [64]. Документ ИКАО-9613 [29] определяет пять типов RNP: 1; 4; 10; 12.6, 20 и допускает RNP-5. Разработка RNP явилась важным шагом в унификации требований. Однако выполнения этих требований оказалось недостаточно для обеспечения безопасности навигации по произвольным маршрутам зональной навигации (RNAV), т. к. не учитывается возможность больших погрешностей вследствие отказов систем и ошибок экипажа. В связи с этим объединенная Рабочая Группа RTCA SC-1S1/ EUROCAE WG-13, (Radio Technical Commission for Aeronautics-RTCA и European Organization for Civil Aviation Equipment), разработала минимальные требования к оборудованиго (MASPS — Minimum Aviation System Performance Standards), сформировав концепцию RNP-RNAV, основные положения которой приведены в документе [92].
Кратко эти требования применительно к боковой координате можно сформулировать следующим образом. Введено понятие "Containment Region" (район удерживания), ось которого совпадает с ЛЗП. Половина ширины этого района "containment limit" (предел удерживания) С соответствует удвоенному значению величины удерживания ("containment value"), то есть численному значению типа RNP: C=±2RNP.
Разработка методов повышения качества обработки информации при полетах в Северной Атлантике
Искажения и потеря информации могут возникать в процессе обмена информацией мевду экипажем и службой УВД в полете. Основным средством обмена в настоящее время является радиосвязь в метровом (MB или УКВ -118,0 - 137.975МГц).) и декамеїровом (ДКМВ или KB 2- 29,999МГц) диапазонах.
Шаров В. Д, Предполетная информация и служба Flight-Dispatcli// Авиаглобус.-2003- №2 (46).-С.20-21. Дальность МВ-связи в равнинной местности может быть рассчитана по известной формуле Dmax-k(Ha 2+Нп1/2), где Dmax - в км, На и Нп -относительные высоты антенной системы и ВС в метрах, к - коэффициент, учитывающий сферичность Земли и рефракцию радиоволн. В горной местности за счет рельефа дальность снижается и рассчитывается по более сложным формулам из [1]. Зоны перекрытия охватывают большинство районов полетной информации (FIR и UIR) с интенсивным движением и, как правило, с радиолокационным и вторичным контролем. На современных ВС установлены не менее двух (на Ил-96-300 - три) МВ-радиостанций с сеткой частот 8,33 кГц.
Посредством МВ-радиосвязи экипаж получает метеоинформацию (ATIS), разрешение службы движения (АТС Clearance) и большое количество указаний, предупреждений и другой информации в полете. С одной стороны в связи с активным использошшіем вторичной радиолокации и систем цифровой передачи данных количество сеансов радиосвязи имеет - тенденцию к уменьшению за счет исключения докладов экипажа о пролете ІДІМ. С другой стороны - расширяется применение RNAV и радиолокационного наведения (векторсния), что ведет к увеличению загруженности. Поэтому качественная радиосвязь в МВ-диапазоне еще долго будет иметь очень большое значение.
Искажения информации, получаемой по МВ-связи, могут приводить к ситуациям тана А2 (задание неверной траектории) и A3 (нарушение целостности важной справочной информации). Одним из важных факторов, вызывающих такие искажения при международных полетах, является уровень владения английским языком. При связи на английском чаще допускаются ошибки, характерные для радиосвязи, например, так называемый феномен присвоения ііеадресованной информации. Пилот, ожидая вызова диспетчера, принимает команду, выданную другому борту, как адресованную ему. Так, 7,07,2003 экипаж рейса «Аэрофлот-125» в РПИ Риги, ожидая команду на смену частоты для связи с другим сектором, принял команду, адресованную "Lithuanian-125", уходившему в РПИ Вильнюса, При этом диспетчер Вильнюса после доклада «Аэрофлота» (хотя тот назвал его «Ригой») сообщил, что он опознаЕї, посчитав, что на связи "Lithuanian-125" а затем ответил radar contact" на действительный доклад последнего. Так как докладов ППМ не требовалось, ошибка была обнаружена лишь через 25 мин. при входе «Аэрофлота-125» в РПИ Мальмо.
При наличии помех в эфире потери информации частично компенсируются естественной избыточностью языка, которая для английского достигает 50% [7]. Недостающая информация может быть восстановлена «по смыслу)), но если для принимающего информацию оператора язык не является родным, такое восстановление может быть выполнено неправильно. Неверно понятые команды диспетчера многократно приводили к тяжелым летным происшествиям. Примерами могут служить катастрофа Ту-134 (а/п Шёнефельд) и столкновение двух Боингов-747 (а/п Тенерифе) — самая крупная катастрофа в истории гражданской авиации, столкновение Ил-76 с В-747 (Индия, 1996 г.) и многие другие. Еще больше количество потенциальных катастроф. Только случайно не привело к тяжелым последствиям происшествие с А-310 Аэрофлота (Гонконг, 1.06.98), когда пилоты дважды не выполнили команды диспетчера вначале на немедленный взлет, а затем на прекращение взлета,
В большинстве приведенных примеров радиообмен велся на хорошем английском, но с отклонениями от фразеологии. Такие отклонения представляют собой серьезную проблему. В британской базе данных системы докладов по авиационной безопасности (Aviation Safety Reporting System -ASRS) зафиксировано 260 сообщений, связанных с фразеологией [91], причем половина из них - серьезные инциденты, угрожающие безопасности полетов.
Но и сама «стандартная фразеология» постоянно обновляется. Для неег хотя и в меньшей степени, характерны те же процессы, которые происходят в «живом?) языке. Как справедливо отмечено в [37, С.42], «... у нас лока нет лингвистов, специализирующихся на отслеживании процессов, происходящих в авиационном английском». Отсюда следует, что для использования избыточности языка недостатотао знать его в объеме стандартной фразеологии и необходимо применять специальные приемы: повторение, передача слова по буквам и т. п. Признавая данную проблему, ИКАО напоминает о необходимости повышения уровня языковой подготовки летного состава и диспетчеров, В 2001 г. Аэронавигационной комиссией ИКАО была принята резолюция А32-16 по этому вопросу, требующая внесения изменений в Приложения 1, 6, 10 и 11, а также в документ [26]. В соответствии с письмом Генерального секретаря ИКАО (№ AN13/48/1-02/1 от 31.05.2002) с 1.01,2008 г. вводится экзамен (достаточно высокого четвертого уровня по градации Кембриджского университета) для всех пилотов международных рейсов.
Связь на ДКМВ частотах используется, как правило, в практике дальних полетов вне зон перекрытия МВ-связи, по консультативным и информативным воздушным трассам. Данные трассы пролегают над водными пространствами морей и океанов, полярными районами севера Канады и Сибири, пустынями Центральной Азии и Африки, экваториальными районами Африки и Бразилии и недостаточно оборудованы наземными средствами радионавигации (рис. 7).
Основной объём ДКМВ-связи связан с докладами экипажей о пролете ППМ, а поскольку в регионах, где используется эта связь, отсутствует радиолокационный контроль, применяется процедура полного доклада. Экипажи также запрашивают разрешения на изменение эшелона, получают информацию о движении других ВС, В отдельных регионах действуют правила выдерживания числа М На ДКМВ вещают радиостанции метеоинформации, передаются сигналы точного времени для выставки бортовых хронометровВ этом диапазоне выполняются запросы на вход в воздушное пространство и разрешения ПВО (ADC), если этого требуют правила полетов ряда стран (Пакистан, Индия, Таиланд, КНР, Иран, Монголия, Эквадор и др.).
На определенных ДКМВ частотах экипажи связываются с базовыми аэропортами в случае необходимости консультации. Самолеты (Аэрофлота» связываются с ЦУП и техническим центром через радиостанцию «Стокгольм-радио)) при возникновении чрезвычайных ситуаций в полете, при изменении пункта посадки, для запроса метеоинформации при полетах по правилам ETOPS, для передачи сообщения о неисправности и других случаях.
Таким образом, по каналам ДКМВ передается значительный объем важной информация, отсутствие или искажения которой создает СНИ (А) и требует от экипажа нестандартных решений. Так, упомянутые предварительные разрешения зачастую можно получить только по ДКМВ, поскольку связь на MB до пролета границы установить не удается. В этом случае ВС, не входя в воздушное пространство государства, вынуждено находиться в зоне ожидания до установления связи через другие ВС или диспетчера смежного FIR.
Аналитическое выражение для двумерного распределения Лапласа
Наблюдался один случаи полного отказа МНС и два оиутя длительного исключения одной ИНО WA контура числении но ШМІН;ІЄ RCC? эти координаты не записывались. Рд-шілное лиело шмеренші лдя разлилвык моментов времени обменяется как ракитной продолжите]л.ноешо полетов, так и имевшим иногда месі о дефицитом времени (автор в данных полетах выполшя обязанности штуршщ ВС шш шт)фщша-щіе7руклх ра).
Для оценки точности и общего характера распределения погрешностей дашше по всем IRU обрабатывались совместно, а для ер&шштелиюго аштлга качества работы конкретных IRU, также и отдельно по некоторым ю них.
Геодезические координаты (В, Л) ореобрхадшешшсь в нормальнішії сферические (ipt X): tpssB-8f39"$in2B; Л-1, затем рассчитывались разности координат, полученных от ИНС ( pt Я) и GPS (р Л ), выраженные в угловых минутах A pf= p-(p \ zU A-A , а для оценивания линейных погрешностей — и в км: Ap=L852Atp ; АЛ=І.852AA/costp.
Учитывая, что точность GPS на порядок превосходит точность ИНС, отклонения координат А(р и АХ можно рассматривать как погрешности определения счисленных координат. Очевидно, что эти погрешности являются случайными величинами, принимающими различные значения в каждом полете и в каждый момент времени і. Таким образом, в каждом полете получена определешіая реализация нестационарных случайных функций от времени полета A(p(t), AX(t). Погрешности счисления Atp и АЯ в каждый момент / можно рассматривать как систему двух случайных величин. На основе собранных статистических данных получены оценки МО п/9 и Й/ДЯ дисперсий D9 и ?., СКО a f9и сг & случайных величин Аср кАЯи коэффициента их корреляции ру. где п- объем выборки для соответствующей продолжительности полета t.
Результаты расчетов сведены в табл. 8, где также приведены значения оценок медианы (Me), асимметрии (А$\ эксцесса (Ех). Время выражено в часах от момента взлета, все остальные величины, имеющие размерность - в км. В качестве СКП счисления по широте и долготе сг и Од приняты максимальные величины доверительных оценок, рассчитанных по методике из [58]: где величина q находится по соответствующей таблице по принятой доверительной вероятности 0.999 и числу степеней свободы, зависящему от числа наблюдений. Такой подход позволяет повысить достоверность результатов, поскольку п для разных / значительно различаются. Одним из показателей точности определения МС является средняя квадратическая радиальная погрешность (СЮРП): o =fcr/+oV/2. . (3.1) По экспериментальным данным были получены статистические оценки аг и выполнена линейная аппроксимация МНК их зависимости от продолжительности полета /: crrMffK=0,53t+]tI4. (3,2) Значения оценок приведены в табл. 8, а график сгмик (t) изображен на рис 17.
Для оценки средней точности счисления ИНС применялось сравнение счисленных координат с известными координатами стоянки в аэропорту посадки. Методика исследования аналогична описанной выше с той разницей, что в данном случае случайными величинами являются средние скорости нарастания погрешностей по координатам — уходы ИНС. Для каждого полета также рассчитывался радиальный уход (см. 12.1): Афср Аф/і, АЛср-АМ, Агср АгЛ; где / - время работы системы в режиме навигации.
Все данные заносились на упомянутый выше бланк, всего собрано 713 пар координат. В процессе сбора данных наблюдался один отказ ИНС (8 декабря 2000 г., бортовой номер ВС 96007, IRU № 1059) и четыре случая ухода более 2 лимил эти данные не учитывались. Получены следующие значения оценок характеристик распределения (МО и СКО - в км/ч): т%=А016, т -0,067, 0 0,36, a x=0t39t As%- 0t84t As x=-0,83, EJCV5- Ex x=8,41.
Вопросу выбора адекватного закона распределения посвящено большое количество литературы, обобщенной в монографии [33]- Очевидно, что одна и та же выборка может достаточно хорошо описываться разными плотностями распределения (так называемая статистическая неразличимость). Применяемые в настоящее время приближенные методы аппроксимации позволяют лишь высказать предположения, часто интуитивно-логического характера, о наиболее адекватном законе распределения. Вместе с тем, выдвигаемые предположения должны базироваться по возможности на физической сущности объекта. Поэтому представляется необходимым кратко рассмотреть основные причины возникновения погрешностей инерциалыгого счисления.
С точки зрения теории ИНС навигационная задача сводится к решению задачи 2 (см. 1.1 Л) или, согласно [4], к определению трех координат поступательного движения в навигационной системе координат и трех координат углового положения объекта в опорной системе. Инерциальные датчики (угловых скоростей - ДУС и кажущегося ускорения - ДКУ) измеряют ускорения и вращения системы, в которой они установлены. Базовый трехгранник осей чувствительности ДУС и ДКУ на современных ВС совпадает с системой координат ВС, все навигационные системы координат реализуются вычислительным способом, такие ИНС и называются бесплатформенными — БИНС. В качестве ДУС используются лазерные гироскопы.
Погрешности возникают из-за несоответствия уравнений, решаемых ИНС, реальным уравнениям движения. Их можно разделить на методические и инструментальные, как это сделано в [74]. Основные источники инструментальных погрешностей - это изменения физических параметров функциональных элементов, нелинейность и неоднозначность их статических характеристик. По этим причинам возникают погрешности установки начальных условий, ошибки выставки оси маятника, выходной оси, масштабных коэффициентов, смещения нуля, уход в пространстве осей чувствительности ДКУ, дрейф системы отсчета (дрейф нуля), вызванный уходом гироскопа, погрешности вычислительных устройств, осуществляющих интегрирование сигналов ДКУ, выработку сигналов управления и др. Методические погрешности обусловлены неточным математическим описанием формы Земли и её гравитационного поля, а также упрощением кинематических уравнений, реализуемых в системе.
Характерной особенностью ИНС, моделирующих физический маятник с периодом Шулера Т=84,4 мин, как отмечено в [74, С.99], является «нереагирование на возмущающие воздействия, имеющие высокие частоты». Согласно [75] наибольший вес имеет погрешность, связанная с дрейфом систехмы отсчета. Линейная составляющая имеет порядок 3 км/час7 это подтверждают сведения из доклада [90], а также последіше экспериментальные данные по статье [34]. Схожие значения приведены и в справочнике [10]. Хотя эти данные основаны на изучении менее точных системах, чем "Litton-90-IOO", основные свойства погрешностей ИНС являются общими для всех ИНС, включая и перспективные, обзор которых дан в докладе [52].
Математическое моделирование навигации ло локсодромии
Отказ навигационных компьютеров FMS или ВСС приводит к прекращению как автоматического управления в горизонтальной плоскости, так и индикации места самолета (МС) относительно ЛЗП, При этом основные выходные данные от ИНС, такие как координаты МС ( ру Х) истинные и магнитные курсы (ИК, Ж), путевые углы (ИПУ, МПУ), путевая скорость (W) и угол сноса (УС) остаются доступными для экипажа. При исправной системе воздушных сигналов (СВС) индицируются также и метеорологическое направление (5) и скорость (U) ветра. Задача навигатора состоит в том, чтобы рационально использовать имеющуюся навигационную информацию для обеспечения максимальной точности и надежности навигации.
Данная ситуация при полетах в пространстве Северной Атлантики (если она не сопровождается отказом автопилота) не требует выполнения действий, предусмотренных на случай частичной потери навигационной способности [93]. В этом случае нормативные документы рекомендуют выдерживать средний путевой угол ($ф\ периодически наносить на карту МС по координатам ИНС и вносить поправки в курс следования. Расчетное время пролета точек трека корреетируется по фактическому значению W и оставшемуся расстоянию Socm, снятому с карты. При этом используются карты: AERAD Charts NAT-1/2 (1:8500000), AERAD Charts АТ(Н)-2 и АТ(Н)-3 (1:5000000) и карты Jeppesen North/Mid Atlantic Plotting Chart (1:8750000).
Как показывает анализ, такая методика не в полной мере реализует точность определения текущих координат места самолета (ТКМС), имеющуюся на момент отказа, и вносит дополнительные погрешности, удельный вес которых особешю велик в первый после отказа час полёта []. [ №j
Во-первых, каждая из трех ИНС имеет накапливающиеся с момента выставки погрешности, а в полете корректируются только осредненные координаты от ВСС Используя характеристики точности, приведенные в [100], можно рассчитать СКРП определения МС по ВСС, а также по отдельной ИНС. Например, если с момента коррекции с СКРП акор=0,8 км, на момент отказа прошел 1 v, а общее время полета составило 6 /, то СКРП по ВСС составит а по отдельной ИНС arIRS=K t=IL78 км., где К=1.06 м. мпл/ч — допустимое значение коэффициента точности счисления (см. З.ЗЛ). Таким образом, имеющиеся у экипажа координаты по отдельной ИНС могут оказаться на порядок менее точными, чем координаты ВСС,
Во-вторых, измерение расстояний на карте связано с ошибками, которые оцениваются погрешностью аг=0,8 мм [10, 12]. Для рекомендованных карт погрешности графического определения МС составляют от 6,8 до 7,9 км.
В-третьих, полет с выдерживанием рср выполняется по локсодромической линии пути, которая при значительной протяженности участков может существенно отклоняться от ортодромической ЛЗП (трека).
Таким образом, ситуация ИЗ, когда навигатору самого современного ВС придется решать задачу автономного полета по локсодромии, вполне реальна.
Известно, что локсодромией (локс - кривой, бром - бег, путь, -греч., [83]) называется кривая, пересекающая меридианы некоторой системы координат под ПОСТОЯШЇЬШ углом [10, 12]. В общем случае это логарифмическая спираль, неограниченно приближающаяся к полюсам (рис. 29), На сфере уравнение локсодромии; Щ( р/2+х/4)=ехр[-(Х0-Л)сщР1 .(4-1) где: -долгота пересечения локсодромии с экватором; путевой угол. Рассмотрим вопрос о возможности использования сферы как модели формы Земли для решения навигационных задач, связанных с использованием локсодромии.
Исходя из требования, что допустимое значение искажения длин при проектировании эллипсоида на сферу должна составлять не более 1/3 погрешности определения координат, в [12] получено следующее соотношение: V=70r7(c/S)r (4.2) где V - допустимое искажение длин в %э о - СКРП определения координат МС, 5 - пройденное расстояние. Тогда очевидно, что yJS=KCi/W Значения потребной точности для различных Ксч и Wt выраженных в км/ч, приведены в табл. 12. Применяемые для проектирования эллипсоида на сферу способы В, В. Кавраиского и Н. Г. Рачковского [17] обеспечивают максимальное искажение углов 5t7 cos(p , что составляет для MNPSA не более 5,63 \ Способ Кавраиского универсален: обеспечивает одно значения земного радиуса для всей поверхности, при этом V=0t08%. Способ Рачковского точнее, но позволяет получить значение оптимального радиуса только для заданного ортодромического направления. Расчеты радиуса для района полета со средней геодезической широтой В, вьгаолненные по методике из [12], позволяют получить два значения : для В=55 Rj=6363.351км и для В=35R2= 6371.463км. При этом Rj обеспечивает V=0,069% в диапазоне широт 46-74 a R2 -V=0.063% в диапазоне широт 27-45.9q, Таким образом, решение иавигациошіьіх задач для всего региона для более точных систем может выполняться на сферах Рачковского, радиусы которых выбираются в зависимости от средней широты трека. Уменьшая диапазон широт, можно добиться минимальных искажений.
Погрешности проекгарования на сферу не зависят от вида эллипсоида, т. е. рассчитывая элементы сфер Каврайского или Рачковского для системы координат WGS-84, получаем те же искажения длин и углов, что и для системы координат СК-42, применяемой в РФ. Радиус рассчитывался как R=a(l-Qe ), пересчет геодезических координат в геосферические выполнен по формулам; p=B-qe2sin2B, Л-Д где q=3/8, Q-1/8. Получены значения RcK. 6372,908 w\tt Rtt-G$=6372,800 км. Для расчетов использовано второе значение.
Путевой угол локсодромии, проходящей через две точки на сфере с координатами (iph Х}) и ( Я2), рассчитывается по формуле: -111 ж + 014 Р = arctg \ 1-— г (A ч\ 4 2
Локсодромия длиннее ортодромии, но это удлинение невелико. Согласно [10] при S 2000KM оно не превышает 15 км. Более важным для практики является вопрос об её максимальном боковом уклонении 2т от трека (рис.30). Максимальное оттслонсние имеет место в той точке локсодромии, где вектор путевой скорости параллелен ЛЗП, а дуга большого круга, по которой измеряется Z,0, перпендикулярна одновременно к обеим кривым [42] (
