Алгоритм автономного контроля целостности навигационного поля

В работе предложен алгоритм автономного контроля качества навигационного поля в радиоэлектронных комплексах, включающих в свой состав спутниковые радионавигационные системы, обеспечивающий повышение целостности навигационного обеспечения.

Ключевые слова: ГЛОНАСС, RAIM(англ. Receiver Autonomous Integrity Monitoring- автономный контроль целостности приемника (АКЦП), контроль целостности, навигационное поле.

Введение

Контроль целостности радионавигационного поля ГЛОНАСС заключается в контроле качества излучаемых навигационными спутниками (НС) системы навигационных радиосигналов и качества передаваемой ими служебной информации. В особенности это важно в тех случаях, где корректная работа системы необходима для обеспечения надлежащего уровня безопасности, например в авиации

Требования к навигационному обеспечению воздушных судов.

Требования определяются, в первую очередь, необходимостью обеспечения безопасности полетов воздушных судов (ВС) в условиях сложившейся структуры деления воздушного пространства. В соответствии с этим рассматриваются различные этапы полета: по трассам, воздушным линиям, вне трасс, в аэродромной или аэроузловой зоне, взлет, заход на посадку и посадка, пробег по взлетно-посадочной полосе (ВПП) и руление по рулежным дорожкам.

Требования к целостности для маршрутных полетов, полетов в зоне аэродрома и некатегорированному заходу на посадку составляют 0,999 при допустимом времени предупреждения соответственно 10, 10 и 2 с, а для захода на посадку и посадки по I, II и III категориям ИКАО — 0,999999, 0,9999999 и 0,9999999995 при допустимом времени предупреждения не более 1 с

Требования, приведенные в табл. 1, относятся к т надежности определения координат на различных этапах полета ВС [2]. Следует отметить, что совершенствование процедур и методов управления полетом может привести к обоснованию и формулировке требований к точности определения составляющих скорости и, возможно, времени. Это, в частности, относится к разработке и использованию алгоритмов управления движением конфликтующих ВС в задаче предотвращения столкновений ВС в воздухе, а также в задаче предупреждения столкновений ВС с наземными объектами и для обеспечения более комфортных условий посадки [2]. Для выполнения этих требований необходимо постоянное повышение точности измерений, и минимизация ошибок оказывающих влияния на результаты позиционирования.

Таблица 1

Категория	Доступность	Целостность	Непрерывность		Высота Н, м, более
I	0,9975	Т<6с	1. 10–5 в течение 15 с		60
1... 3,3·10–7	1·10–4 в течение 150 с
II	0,9985	Т<2с	1... 1,4'10–6 в течение 15 с		30
1... 3,3·10–8	1... 1,4·10–5 втечение 165 с
III	0,999	Т<1с	1... 4,0·10–6	в течение 30 с	15
1... 1,5·10–9

Важной задачей является повышение контроля целостности информации передаваемой НС в аппаратуре потребителей.

Контроль целостности радионавигационного поля ГЛОНАСС

В системе ГЛОНАСС контроль целостности навигационного поля осуществляется следующими двумя способами.

Во-первых, на НС осуществляется непрерывный автономный контроль функционирования основных бортовых систем. В случае обнаружения нарушений нормального функционирования этих систем, влияющих на качество излучаемого НС навигационного радиосигнала и достоверность передаваемого навигационного сообщения, на НС формируется признак его неисправности, который передается потребителю системы в составе оперативной информации навигационного сообщения. Дискретность передачи соответствующего признака в навигационных сообщениях НС ГЛОНАСС составляет 30 с [2]. Максимальная задержка от момента обнаружения неисправности до момента передачи соответствующего признака не превышает 1 мин для НС «Глонасс-М». В НС «Глонасс-М» предусматривается уменьшение данной задержки до десяти секунд за счет введения признака ln и увеличения оперативности изменения признака Bn [2].

Во-вторых, качество навигационного поля ГЛОНАСС, т. е. исправность всех НС системы, качество излучаемых ими навигационных радиосигналов и достоверность передаваемой ими информации контролируются средствами контроля подсистемы контроля и управления (ПКУ)– аппаратурой контроля навигационного поля [1]. Формируемый этими средствами признак неисправности появляется в неоперативной информации навигационных сообщений (альманахах системы) всех НС не позднее, чем через 16 часов после появления неисправности [2]. Дискретность передачи данного признака в навигационных сообщениях НС ГЛОНАСС составляет 2,5 мин. В соответствии с двумя принятыми в системе ГЛОНАСС способами контроля навигационного поля, в навигационных сообщениях каждого НС системы передаются два типа признаков исправности (неисправности): признак Вn (ln) — нулевое значение которого обозначает пригодность данного НС для проведения навигационных определений потребителей системы; признаки Сn — совокупность (n = 1,...,24) обобщенных признаков состояния всех НС системы на момент закладки неоперативной информации (альманаха орбит и фаз); значение признака Сn = 0 указывает на непригодность НС, имеющего системный номер nA, для использования в сеансах навигационных определений, а значение признака Сn = 1 — на пригодность этого НС. Потребители системы ГЛОНАСС при принятии решения об использовании или не использовании каждого конкретного НС для целей навигации должны анализировать значения обоих признаков, руководствуясь при этом правилом, как показано в таблице 2.

Таблица 2

Значения признаков		Работоспособность НС
Вn (ln)	Cn
0	0	-
0	1	+
1	0	-
1	1	-

Такая система контроля имеет ряд недостатков:

-          в первом способе неисправность самих средств контроля не обнаруживается и не сопровождается передачей соответствующего сообщения потребителю. Искажение эфемерид не обнаруживается на самом НС, что приводит к возможности изменения их значений не только в случае сбоя, но и умышлено третьими лицами;

-          во втором способе неприемлемая задержка в оповещении потребителей (до 16 часов) [2].

Алгоритм автономного контроля целостности навигационного поля

Положение НС в пространстве может быть определено в любой момент времени путем решения известных уравнений для орбитальных элементов. Движение НС носит не хаотичный характер, а подчиняется определенным законам. Принимая от спутника навигационную информацию мы можем рассчитать его положение на определенный момент времени с большей или меньшой точностью. Точность расчетов зависит от того на основе каких данных делался расчет (оперативная или не оперативная информация (альманах)) и на какой момент времени. Расчетные координаты спутника и его составляющие вектора скорости будут отличаться от полученных из оперативной информации в данный момент времени. В соответствие с этим мы можем задать определённый порог ошибки, при превышении которого будем полагать что информация получаемая от данного НС недостоверна. Алгоритм будет следующий.

Вначале определяются координаты и составляющие вектора скорости НС по данным альманаха системы ГЛОНАСС в абсолютной геоцентрической системе координат OXoYoZo на заданный момент времени  (московское декретное время суток с номером No внутри четырехлетнего периода) проводится в два этапа.

С помощью величин ΔТ, ΔТ′ и λ рассчитываются момент прохождения восходящего узла орбиты t_λк на витке с номером K, к которому принадлежит заданный момент времени t_i (t_i — t_λк < T_ср + ΔТ), и долгота восходящего узла λ_k на этом витке. Остальные параметры принимаются постоянными и равными тем, которые содержатся в навигационном кадре.

Затем оскулирующие элементы пересчитываются с момента t_λк по аналитическим формулам на момент t_i. При этом учитываются вековые и периодические возмущения в элементах орбиты НС от второй зональной гармоники C₂₀ в разложении геопотенциала, характеризующей полярное сжатие Земли.

Полученные на момент t_i оскулирующие элементы переводятся в кинематические параметры. Последовательность проведения расчета и используемые рабочие формулы приведены ниже [4].

1)        Методом последовательного приближения находится большая полуось орбиты а:

,

, n=0,1,2,…..,

где  = -, i= i_ср+Δi и Т_др = Т_ср + ΔТ.

За начальное приближение принимается

Приближение заканчивается при выполнении условия

Для этого обычно достаточно двух — трех итераций.

2) Рассчитываются момент прохождения восходящего узла орбиты  на витке, к которому принадлежит момент , и долгота восходящего узла на этом витке :

='∙,

W — целая часть W_k,

=

.

Здесь:

 — коэффициент при второй зональной гармонике разложения геопотенциала в ряд по сферическим функциям, равный –1082,62575*10–6,

 — экваториальный радиус Земли, равный 6378,136 км,

 — истинное звёздное время на гринвичскую полночь даты , к которой относится время ,

 — угловая скорость вращения Земли, равная 0,7292115*10–4 с-1,

μ- константа гравитационного поля Земли, равная 398600,4418 км3/с2.

3) Вычисляются константы интегрирования на момент :

=-

,

(1)

Где , =E-esinE, ,

h=esin, m=1, 0,  из пункта 1

4) Вычисляются поправки к элементам орбиты НС на момент времени t_i за счет влияния второй зональной гармоники С₂₀:

,    ,

,  

,      

5) Вычисляются возмущенные элементы орбиты НС на момент времени t_i:

,

,

,

, если ,  если ,

 если ,  если ,

,

,

=,

, .

Здесь i — индекс принадлежности ко времени t_i.

6) Вычисляются координаты и составляющие вектора скорости НС в системе координат OXoYoZo на момент времени t_i:

,

,

,

,

,

,

,

,

Рассчитанные координат и составляющих вектора скорости НС в системе координат OXoYoZo на момент времени t_i мы сравниваем с полученными из оперативной навигационной информации, на тот же момент времени при этом учитываем возраст альманаха при задании порога ошибки.

Если порог ошибки не превышен — мы полагаем что оперативная информация полученная от НС на данный момент времени достоверна и при дальнейшим прогнозирование используем ее.

Пересчет эфемерид потребителем с момента t_э их задания в навигационном кадре на моменты t_i измерения проводится методом численного интегрирования дифференциальных уравнений движения НС, в правых частях которых учитываются ускорения, определяемые константой гравитационного поля Земли μ, второй зональной гармоникой с индексом С₂₀, характеризующей полярное сжатие Земли, а также ускорения от лунно-солнечных гравитационных возмущений. Уравнения движения интегрируются в прямоугольной абсолютной геоцентрической системе координат OX₀Y₀Z₀, связанной с текущими экватором и точкой весеннего равноденствия, методом Рунге-Кутта четвертого порядка и имеют вид

,

,

,

,

,

Здесь , ,, , ,

,

, ,  — ускорение от солнечных гравитационных возмущений;

,,  — ускорение от лунных гравитационных возмущений;

 — экваториальный радиус Земли, равный 6378,136 км;

μ — константа гравитационного поля Земли, равная 398600,4418 км3 /с2;

С₂₀ — коэффициент при второй зональной гармонике разложения геопотенциала в ряд по сферическим функциям, равный минус 1082,6257510–⁶

(С₂₀= 5 С₂₀, где С₂₀ — нормализованное значение гармонического коэффициента при второй зональной гармонике, равное минус 484,1649510–⁶)

Начальными условиями интегрирования приведенной системы уравнений являются координаты и составляющие вектора скорости n-го НС x_n(tb), y_n(tb), z_n(tb), x’_n(tb) = V_x, y’_n(tb) = V_y, z’_n(tb) = V_z.

Ускорения от лунно-солнечных гравитационных возмущений x”_n(tb), y”_n(tb), z”_n(tb) на интервале ±15 минут являются постоянными величинами и могут быть взяты из навигационного кадра.

Заключение

Существующие алгоритмы автономного контроля целостности в приемниках спутниковых навигационных систем (СНС) основаны на использование избыточной навигационной информации, получаемой от сети НС или от различных бортовых навигационных датчиков (радиотехнических и не радиотехнических).

К первым относится способ выбора разных комбинаций четырех рабочих спутников из множества видимых. При числе видимых спутников больше 5 можно с высокой достоверностью вычислить отказавший спутник. Недостатком этого метода является невозможность вычислить отказавший спутник при четырех видимых, а при отказе нескольких требуется еще большее количество видимых спутников.

Использование избыточной информации от бортовых навигационных датчиков ограничено в первую очередь точностью измерения последних, а также применимостью на различных этапах полета. Так, к примеру, радиовысотомеры применимы на малых высотах полета, баровысотомеры не достаточно точны.

Предложенный алгоритм не зависит от бортовых навигационных систем количества видимых и отказавших спутников — основным его недостатком можно считать трудность выбора порога ошибки.

Литература:

1.                  Нартов В. Я., Хроленко В. М. Спутниковые радионавигационные системы// ВВИА имени Н. Е. Жуковского 1996 г.

2.                  Яценков В. С. Основы спутниковой навигации// Горячая линия — Телеком 2005 г.

3.                  Перова А. И., Харисова В. Н. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования// Радиотехника 2010 г.

4.                  Интерфейсный контрольный документ навигационных радиосигналов L1 и L2 (редакция 5.1) // Москва 2008 г.