F-16C Viper
Отчёт о разработке
Комплексная INS+GPS система навигации F-16C
Модель навигационной системы модуля DCS: F-16C Viper это сложный комплекс инженерно-программных решений, предназначенных для обеспечения подсистем самолёта данными о координатах, скорости, курсе и пространственном положении, отвечающая следующим требованиям: точность, доступность потребителям, информационная стойкость и автономность. Это обеспечивается скоординированной работой блоков инерциальной (INS) и спутниковой (GPS) навигации по получению и дальнейшей обработке навигационных данных в модульном компьютере обработки заданий ММС (Modular Mission Computer). При этом широко используются алгоритмы на базе рекурсивных алгоритмических фильтров Калмана. Рассмотрим подробнее.
Инерциальная навигационная система INS
Блок инерциальной навигации – это автономный модуль, который рассчитывает текущее положение самолёта путем измерения мгновенных ускорений (акселерации) самолёта по осям координат с последующим двойным интегрированием и с учётом информации о пространственном положении. Информация о пространственном положении самолёта поступает с блоков лазерных гироскопов, которые не имеют в своей конструкции типичных тел вращения. Скажем для простоты – F-16 имеет три таких гироскопа и плюс три акселерометра на каждую пространственную ось.
Главными свойствами ИНС являются:
- Автономность - инерциальная система является самодостаточной, и не требует внешних источников информации для получения координат.
- Стабильность и достоверность полученных данных на коротком участке времени (5-10 минут).
- Постоянное накопление ошибки, ввиду присущих недостатков, заключающихся в том, что двойному интегрированию подвергаются не только данные с акселерометров и гироскопов, но и сами ошибки – мельчайшие, на первый взгляд, неточности в измерениях, поступающих с этих устройств. Немалый вклад в накопление ошибки вносит и погрешность полученная при выставке системы после включения или коррекции.
Ситуация с накоплением ошибки усугубляется тем, что чем выше величина ошибки, тем выше темп её нарастания со временем, ввиду постоянного суммирования погрешностей.
Ещё одной отличительной чертой инерциальной системы навигации являются зависимость от шулеровских (Schuller) колебаний с периодом 84,4 минуты. По причине двойного интегрирования, присущего системе, она ведет себя подобно маятнику, который в идеальных условиях должен находится в равновесном состоянии относительно земли. Однако, как только возникает ошибка, она смещает маятник из точки равновесия, и начинает раскачку. Чем больше ошибка, тем сильнее воздействие. Именно поэтому, каждые 84,4 минуты полёта ошибка уменьшается и затем нарастает в другую сторону.
Спутниковая навигационная система GPS
Система спутниковой навигации (GPS) определяет положение самолёта в пространстве измеряя задержку в распространении сигнала от спутника до приёмника. Расположение спутника на орбите задается с большой точностью и его фактическое положение вычисляется на базе данных альманаха, передаваемого со спутников. Именно поэтому, спутниковой навигационной системе перед тем, как начать работу требуется несколько минут для получения альманаха. Моменты передачи сигналов со спутника синхронизируются по времени с большой точностью благодаря установленным на спутнике атомным часам. Таким образом, в идеальном случае, если сигналы GPS распространяются в пространстве с постоянной скоростью света, как это происходит в вакууме, приемник может точно определить свое положение на пересечении абстрактных поверхностей, рассчитанных на базе точек с одинаковой задержкой от спутника. На первый взгляд это будут сферические поверхности с центром, соответствующим положению спутника, однако в реальной жизни все несколько сложнее. Наиболее значимыми тут являются два фактора: задержка в ионосфере земли, и неоднозначность пути. Оба фактора вносят погрешность, увеличивая время прохождения сигнала на заранее неизвестную величину. Неоднозначность пути прохождения сигнала часто возникает в случаях, когда приёмник расположен на некотором расстоянии от земли и может принять уже отраженный от земной поверхности сигнал не в чистом виде, а с размытыми по времени краевыми искажениями. Этот эффект напоминает эхо в горах, когда законченная фраза или слово фактически ещё продолжает звучать, многократно отражаясь. Когда такие, задержанные сигналы, поступают на вход приёмника, точность местоопределения начинает деградировать, приводя к хаотическим “передергиваниям” полученного результата местоопределения. В качестве защиты от этих эффектов, военный сегмент GPS использует сигналы более высокого разрешения на основе так называемых P-кодов, а также, задействует параллельную работу на двух частотах одновременно, чтобы минимизировать непредсказуемую задержку, вносимую ионосферой в распространение радиоволн.
Координированная работа, фильтрация по Калману
Подитожим. Фактически, мы имеем две самостоятельные и при этом далеко не идеальные системы. ИНС постоянно накапливает ошибку местоопределения, а сигналы GPS подвержены искажениям в ионосфере и на пути распространения, в том числе с учетом возможности быть подавленными или намеренно искаженными противником. Однако, как раз здесь нам на помощь приходит математический алгоритм фильтрации данных по Калману. Он идеально подходит для случаев, когда надо извлечь максимум точности из хаотично искажаемых данных и позволяет объединить воедино хорошую стабильность ИНС на коротком участке времени и длительную стабильность GPS.
Более того, с математической точки зрения, фильтр Калмана в состоянии принять в расчеты внешние данные, определяющие динамические характеристики ЛА при его перемещении в пространстве. Т.е. если ЛА перемещается в пространстве, фильтр будет предварительно знать, где будет ЛА на следующем шаге фильтрации – это называется прогнозной рекурсией. Благодаря рекурсии, фильтр Калмана значительно уменьшает вероятность пагубного влияния искаженных сигналов GPS на результаты вычислений и при этом динамически меняет баланс прогноз-фактора в расчетах по отношению к данным измерений поступающих от блоков навигации.
|
