СПОСОБ КОНТРОЛЯ РАБОТОСПОСОБНОСТИ БОРТОВОГО ПРИЕМОИНДИКАТОРА СПУТНИКОВОЙ РАДИОНАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ Российский патент 2005 года по МПК G01S7/40 

Предлагаемое изобретение относится к радионавигации, а, именно к методам контроля работоспособности (целостности) приемоиндикаторов (ПИ) спутниковых радионавигационных систем (СРНС), и может быть использовано для повышения достоверности контроля работоспособности ПИСРНС, установленных на летательных аппаратах (ЛА) различного назначения.

Известны [1], с.30-31, ПИ, предназначенные для приема и обработки навигационных сигналов спутников с целью определения координат, направления и скорости движения подвижных объектов, в том числе и ЛА, и способы контроля их работоспособности (целостности) [1], с.455-457, заключающиеся в сравнении информации, выдаваемой ПИ хотя бы об одной координате с информацией об этом же параметре, получаемой с помощью других навигационных систем.

Приборная реализация этого способа поясняется функциональной схемой, приведенной на фиг.1, на которой представлены:

1 - приемоиндикатор спутниковой радионавигационной системы (ПИ СРНС);

2 - навигационная система (НС);

3 - блок сравнения (БС).

Информация Х_ПИ, снимаемая с выхода ПИ 1, и информация об этой же координате Хэ с выхода НС 2 поступают соответственно на первый и второй входы БС 3, формирующего сигнал работоспособности, если разность

где П - допустимый порог, характеризующий работоспособность ПИ.

Очевидно, что для исключения возможности забракования работоспособного ПИ допустимый порог

где ΔХ_ПИ, ΔХ_Э - максимальные погрешности измерения одной и той же координаты ПИ и НС, соответственно.

Из выражения (2) следует, что для повышения достоверности контроля ΔХ_Э должна быть минимальной.

Как показано в [1], с.455-457, основными НС, используемыми для оценки работоспособности (целостности) ПИ, могут быть баровысотометрическая (БВС) и инерциальная навигационная (ИНС) системы, а также радионавигационная система дальней навигации (РСДН).

Недостатками этих НС является большая погрешность ΔХ_Э измерения навигационного параметра.

Например, БВС позволяет определить высоту полета ЛА с погрешностью ΔХ_ЭБВС=350 м [1], с.455, а погрешность РСДН может достигать ΔХ_ЭРСДН=500 м [1], с.456.

Эти погрешности значительно превышают ошибки определения высоты с помощью ПИ. Например, ПИ типа Навис СН-3301 [1], с.385, обеспечивает ошибку определения координат не более 20 м.

При использовании БВС и РСДН для оценки работоспособности ПИ пороги должны быть выбраны

П_БВС=20+350=370 м, П_РСДН=20+500=520 м.

Столь значительные пороги не позволяют выявить погрешности измерения координат ЛА с помощью ПИ, вызываемые различными факторами, в том числе и воздействием специально организованных помех.

Целью предлагаемого изобретения является повышение достоверности контроля и уменьшение величины выявляемой погрешности ПИ СРНС.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля достоверности выходной информации приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, основанном на сравнении информации, полученной с помощью приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, с внешней информацией от другого навигационного устройства в качестве датчика внешней информации используется радиовысотомер, выходная информация которого увеличивается на высоту рельефа, получаемую с помощью цифровой карты местности по сигналам, снимаемым с выхода приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы.

Сущность предлагаемого способа контроля работоспособности ПИ поясняется фиг.2, на которой представлены:

1 - приемоиндикатор спутниковой радионавигационной системы (ПИСРНС);

2 - цифровая карта местности (ЦКМ);

3 - радиовысотомер (РВ);

4 - блок формирования абсолютной высоты (БФАВ);

5 - блок сравнения (БС).

Связи между блоками соответствуют приведенным на фиг.2.

Формирование сигнала работоспособности ПИ производится следующим образом:

- устанавливают порог П=ΔН_ПИ+ΔН_а,

где Δ Н_ПИ и ΔН_а - предельно допустимые погрешности ПИСРНС и РВ+ЦКМ, соответственно;

- с помощью РВ 3 ЛА измеряют относительную высоту полета Н₀;

- с помощью ПИСРНС 1 определяют высоту полета Н_ПИ и его плановые координаты Y и Z, поступающие соответственно на 1 вход БС 5, первый и второй входы ЦКМ 2;

- по данным Y и Z определяют относительную высоту рельефа местности h_p, над которой измерена высота Н₀;

- вычисляют абсолютную высоту

H_a=H₀+h_p и вводят ее в БС 5;

- вычисляют разность

Δ=(Н_а-Н_ПИ);

- сравнивают разность Δ с порогом П и формируют сигнал работоспособности, если А меньше величины установленного порога П.

Достоинством предлагаемого способа является большая точность измерения Н_а, что позволяет снизить величину порога П и тем самым повысить достоверность контроля ПИ.

Покажем возможность уменьшения порога П.

Погрешность σ_н определения абсолютной высоты Н_а полета ЛА в этом способе контроля работоспособности может быть вычислена как

где σ_ЦКМ - среднеквадратичная погрешность ЦКМ;

σ_РВ - погрешность радиовысотомера.

Как показано в [2], с.47-48,

где σ_К - погрешность первичного картографирования, σ_К=2-3 м;

σ_dn - погрешность дискретизации поля, зависящая от шага дискретизации

(Ш) и степени пересеченности поверхности.

Согласно графику, приведенному в [2], с 48, для среднепересеченной местности σ_dn<1,5 м при Ш=250 м.

В этом случае

Ошибка σ_РВ зависит от типа радиовысотомера. При использовании, например, РВ малых и больших высот типа А-035 [3].

σ_РВ=±(0,5+0,005Н) м.

Если, например, полет ЛА проводится на высоте Н=2000 м, то σ_РВ=11,5 м.

Тогда

или 3σ_Н=36 м.

Эта погрешность значительно меньше погрешностей ВВС и РСДН и позволяет установить порог П=20+36=56 м, который значительно меньше, чем при использовании ВВС и РСДН.

Столь малый порог П позволяет выявить меньшие ошибки ПИ и повысить тем самым полноту контроля.

Достоинством предлагаемого метода является и то обстоятельство, что он позволяет оценить и погрешности определения координат, особенно при полетах над пересеченной местностью.

При значительных погрешностях ПИ определения Y и Z из ЦКМ будет извлекаться иная информация о высоте рельефа, и |Н_а-Н_ПИ| превысит установленный порог П.

Реализация этого способа не потребует значительного увеличения объема и массы. РВ устанавливаются практически на всех типах ЛА, блок сравнения может быть выполнен на одной программируемой логической микросхеме типа ЕРМ7064 [4], а ЦКМ, необходимая для хранения информации о рельефе участка местности 200×200 км, может быть выполнена на одной микросхеме типа LH 28 F 032 SUND [5].

Литература

1. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАС. 2-е издание исправленное. Под редакцией Харисова В.Н., Перова А.И., Болдина В.А - М.: ИПРЖР, 1999, с.30-31, 385, 455-457.

2. Белоглазов И.Н. и другие. Основы навигации по геофизическим полям. - М.: Наука, 1985, с.47-48.

3. Изделие А-035. Руководство по эксплуатации. УПКБ «Деталь», 1985. с.35.

4. WWW. ALTERA. com.

5. SYFRP ELASH Merory LH28F032 8№ГО. Рекламный проспект фирмы SHARP, 2002.

Предлагаемое изобретение относится к радионавигации, а именно, к способам контроля работоспособности приемоиндикатора (ПИ) спутниковой радионавигационной системы, установленного на борту летательного аппарата (ЛА). Сущность способа: измеряют высоту Н_РВ полета ЛА с помощью установленного на нем радиовысотомера, определяют высоту h_p местности, над которой находится ЛА в момент измерения высоты, используя для этой цели данные о плановых координатах с выхода приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы и цифровую карту местности, вычисляют абсолютную высоту Н_а=Н_РВ+h_p, сравнивают ее с высотой Н_ПИ, снимаемой с выхода приемоиндикатора, и формируют сигнал его работоспособности, если |Н_а-Н_ПИ| меньше устанавливаемого порога П. Технический результат: использование предлагаемого способа позволяет по сравнению с известными способами уменьшить величину порога П и, тем самым, повысить достоверность контроля ПИ, установленного на ЛА. 2 ил.

Способ контроля работоспособности бортового приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, заключающийся в том, что измеряют относительную высоту Нрв полета летательного аппарата с помощью установленного на нем радиовысотомера, определяют относительную высоту рельефа местности h_p, над которой находится летательный аппарат в момент измерения высоты Нрв, используя для этого данные о плановых координатах летательного аппарата, получаемые с выхода приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, и о высоте рельефа местности h_p, получаемые с помощью цифровой карты местности по сигналам, снимаемым с выхода приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, вычисляют абсолютную высоту летательного аппарата На=Нрв+h_р, сравнивают ее с относительной высотой летательного аппарата Нпи, снимаемой с выхода приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, и формируют сигнал его работоспособности, если |На-Нпи| меньше устанавливаемого порога П=ΔНпи+ΔНа, где ΔНпи и ΔНа - предельно допустимые погрешности приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы, радиовысотомера и цифровой карты местности.