Способ формирования самоорганизующейся структуры навигационного комплекса

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может найти применение при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей навигационного комплекса и повышение живучести, надежности и отказобезопасности работы комплексной навигационной системы. В основу предлагаемого способа положено многократное резервирование каналов информационного обмена, датчиков, вычислителей и средств контроля и реконфигурация архитектуры вычислительных устройств и структуры навигационного комплекса в зависимости от состояния модулей вычислительных устройств и бортовых систем навигации ЛА. Способ предусматривает использование инерциальной навигации, системы воздушных сигналов, спутниковой навигации, радиотехнических систем, оптикоэлектронной системы навигации и астронавигации и других бортовых навигационных систем, а также применение фильтра Калмана. Дополнительно контролируют модули вычислителей, все входящие и выходящие сигналы на предмет адекватности их пороговым и модельным значениям, назначаемым самим комплексом на основе анализа текущих параметров. Осуществляют обработку множества измеренных параметров первичной навигационной информации, полученных от различных бортовых навигационных систем, путем нахождении оптимальной, адаптивной или робастной оценки текущих навигационных параметров ЛА. При этом используют модифицированные оптимальные, адаптивные и робастные алгоритмы обработки навигационной информации в зависимости от уровня ошибок, шумов, достоверности и возникшей проблемной ситуации с поступающей информацией, а также программу логических моделей и (или) нейросетевые алгоритмы для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации. 3 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации, радионавигационные системы, оптикоэлектронные системы навигации и дальномерный способ навигации.

Изобретение может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях.

В основу предлагаемого изобретения положено многократное резервирование каналов информационного обмена, датчиков, вычислителей и средств контроля и реконфигурация архитектуры вычислительных устройств и структуры навигационного комплекса (НК) в зависимости от состояния модулей вычислительных устройств и бортовых систем навигации ЛА. Управление аппаратной и вычислительной избыточностью осуществляется в зависимости от состояния системы программно-алгоритмически и аппаратно.

Известен Комплексный способ навигации летательных аппаратов, патент РФ №2558699, МПК G01C 21/00, опубликован 10.08.2015 г., Бюл. №22.

В известном способе предлагается использование инерциального, спутникового и дальномерного способов навигации. При этом в инерциальном способе навигации (ИСН) определяют навигационные параметры и положение ЛА по показаниям инерциальных датчиков. В спутниковом способе навигации (ССН) по N навигационным спутникам (НС) производят прием на ЛА сигналов НС, определяют навигационные параметры с данными о положении ЛА в виде псевдодальностей и псевдоскоростей, а в дальномерном способе навигации (ДСН) производят формирование и излучение запросных дальномерных сигналов на ЛА, прием упомянутых запросных сигналов на наземных радиомаяках (НРМ) с известными координатами, формируют комплексную матрицу ошибок ССН и ДСН, с помощью которых оценивают ошибки положения ЛА, при этом формируют дополнительную базу данных, включающую диаграммы направленности антенны спутникового приемника и бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов, и определяют весовые коэффициенты НС из состава рабочего созвездия по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, угловым координатам НС и диаграмме направленности антенны спутникового приемника, корректируют состав рабочего созвездия спутников по весовым коэффициентам НС, корректируют навигационные параметры по откорректированному составу рабочего созвездия НС, далее формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ССН, учитывающую ориентацию ЛА на основе откорректированного состава рабочего созвездия и учета весовых коэффициентов НС, при этом выходные результаты представляются в виде уточненного положения ЛА, откорректированного с учетом ориентации ЛА.

Недостатком известного способа является относительно невысокая надежность выдачи достоверных навигационных параметров. В случае пропадания сигналов от приемников ССН способ потеряет точность и надежность обеспечения потребителей достоверной информацией.

Известен способ формирования отказоустойчивой вычислительной системы, представленный в патенте РФ №2439674, МПК 7 G06F 15/16, опубликованном 10.01.2012 г., Бюл. №1, принятый нами в качестве прототипа.

Согласно известному способу формируют отказоустойчивую вычислительную систему, содержащую N центральных процессоров и N процессоров ввода-вывода в симметричной конфигурации соединения, которые определяют состояние средства обработки каналов и обеспечивают передачу состояния средства обработки другому средству обработки, определяют запрос на выполнение задания средствами обработки между собой, позволяющий любому одному средству обработки по какому-либо заранее выбранному критерию или по их совокупности выполнять функцию ведущего средства обработки в симметричной конфигурации для текущего управления периферийными и исполнительными устройствами. Входы всех средств обработки подсоединяют к общему источнику входных данных, все средства обработки, имеющие идентичные образы памяти программ, синхронно выполняют запрос на задание, а результаты выполнения передают по каналам связи между всеми средствами обработки, в каждом из которых собственные результаты программно сравнивают с результатами остальных по мажоритарному принципу, восстанавливают достоверное значение результата, которое рассылают всем средствам обработки, так что ошибку сбившегося средства обработки парируют в нем достоверным значением, а при следующих подряд повторениях идентичной ошибки неисправное средство обработки переводят в резерв или отключают. Таким образом, известный способ позволяет в определенной мере формировать самонастраивающуюся структуру вычислительной системы.

Недостатком известного изобретения является необходимость двух вычислительных устройств в каждом канале, а систему контроля и диагностики по мажоранте и конфигуратор используют только по числу каналов. Предложенный способ формирования применим в основном для контроля внутренних процессорных модулей, не учитывает особенности организации НК ЛА и не охватывает всю комплексную систему навигации в целом.

Целью заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение надежности, живучести, отказобезопасности и универсальности использования навигационного комплекса путем самостоятельной реконфигурации архитектуры вычислительного и структуры соединения корректирующего бортового оборудования ЛА.

Указанная цель достигается за счет того, что согласно способу формирования самоорганизующейся структуры навигационного комплекса, предусматривающему использование инерциальной навигации (ИНС), определяющей навигационные параметры и положение ЛА по показаниям инерциальных датчиков, системы воздушных сигналов (СВС), определяющей навигационные параметры ЛА по измерениям параметров воздушной среды, спутниковой навигации (СНС), определяющей навигационные параметры по положению орбитальных спутников, радиотехнических систем (РНС), определяющих относительные параметры движения путем использования активных и пассивных электромагнитных волн и лазерных дальномеров (ЛД), оптикоэлектронной системы навигации и астронавигации (ОЭСН), работающих в оптическом диапазоне волн, и других бортовых навигационных систем (БНС) для коррекции текущих навигационных параметров ИНС с использованием бортовых вычислительных систем и применение фильтра Калмана, дополнительно контролируют модули вычислителей, все входящие и выходящие сигналы на предмет адекватности их пороговым и модельным значениям, назначаемым самим комплексом на основе анализа текущих параметров, осуществляют выборку сигналов, удовлетворяющих требованиям систем навигации на основе результатов анализа для дальнейшего использования этих сигналов в комплексе навигации, в режиме подготовки к вылету осуществляют анализ при помощи программно-алгоритмических аналитических блоков в сетях получения навигационных сигналов от всех датчиков навигационной информации и от всех имеющихся систем навигации, где определяют их погрешности и шумовые характеристики, и автоматическую подстройку параметров измерительных систем, непрерывно осуществляют контроль работы с целью выявления отказавших элементов и исключения их из структуры НК, осуществляют обработку множества измеренных параметров первичной навигационной информации, полученных от различных бортовых навигационных систем, путем нахождении оптимальной, адаптивной или робастной оценки текущих навигационных параметров ЛА, используя модифицированные оптимальные, адаптивные и робастные алгоритмы обработки навигационной информации, в зависимости от уровня ошибок, шумов, достоверности и возникшей проблемной ситуации с поступающей информацией, используя программу логических моделей и (или) нейросетевые алгоритмы для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации.

С целью повышения надежности НК дополнительно формируют базу данных моделей погрешностей ИНС, магнитометрических датчиков, СВС, СНС, РНС, ЛД, ОЭСН и других предусмотренных на борту систем коррекции навигационных параметров, программно-математического обеспечения (ПМО) алгоритмов начальной выставки комплекса на неподвижном и на подвижном основании, ПМО модифицированных оптимальных, адаптивных и робастных алгоритмов комплексной обработки навигационной информации, МПО алгоритмов сравнительного и мажоритарного голосования режимов контроля всего оборудования, а также логических моделей и (или) нейросетевых алгоритмов и используют сформированную базу для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации.

С целью повышения живучести НК осуществляют трехкратное и более кратное резервирование навигационных датчиков, вычислительных модулей и процессоров НК с разделением их на шкафы «крейты», которые размещают по левому, правому бортам и по центру ЛА, а также осуществляют трех и более кратное резервирование каналов обмена информацией систем навигации и каналов межмашинного обмена.

С целью повышения отказобезопасности НК в способе предусматривают три режима навигации, основной режим, альтернативный режим и резервный режим, основной режим навигации осуществляют, когда работают все системы навигации, предусмотренные структурой НК, альтернативный режим навигации осуществляют, когда не работает СНС или возникает отказ в сети межмашинного обмена или отказ одного из вычислителей, но оставшийся состав НК позволяет продолжить полет до пункта назначения или обеспечить выполнение задачи путем восстановления достоверного значения вычисляемого параметра реконфигурацией архитектуры ВУ и структуры НК, в резервном режиме осуществляют автономную коррекцию ИНС или гировертикали по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков, в этом режиме обеспечивают только вывод ЛА на ближайший или заданный район аэродрома посадки курсовым способом.

Характеристики погрешностей измерительных систем, навигационных датчиков могут быть определены методом статистической обработки реализаций измерений или методом вариации Алана по одной реализации случайного процесса.

Модельные значения контролируемых параметров определяются косвенным аналитическим путем по текущим значениям параметров полета ЛА или по сигналам БНС.

Ниже приведен один из возможных алгоритмов программно-алгоритмического аналитического блока для выхода одного канала четырехкратно резервированных блоков акселерометров по пороговому значению.

При назначении порогов Исходим из того положения, что у исправных датчиков суммарная погрешность не должна превышать П¹, а нижняя граница погрешностей не меньше П².

Проверка акселерометров:

1. П²≤а_х1-а_х2≤П¹→(0,1);

2. П²≤а_х1-а_х3≤П¹→(0,1);

3. П²≤а_х1-а_х4≤П¹→(0,l);

4. П²≤а_х2-а_х3≤П¹→(0,1);

5. П²≤а_х2-а_х4≤П^l→(0,1);

6. П²≤а_х3-а_х4≤П¹→(0,1);

где a_xi - выходной сигнал i-го акселерометра, i=1-4,

а _х - выходной сигнал одного канала резервированных блоков акселерометров по оси X, (0) - условия не выполнены - отказ, (1) - датчики исправны.

Далее определяем отказавший датчик и по результатам осуществляем реконфигурацию. Например, 1.(1) - означает, что в первом уравнении условие выполнено, 4.(0) - в четвертом уравнении условие не выполнено. Решающее правило следующее:

1) 1.(1)+2.(1)+3.(1)+4.(1)+5.(1)+6.(1) → все исправны, а_х=(а_х1+а_х2+а_х3+а_х4)/4;

2) 1.(0)+2.(0)+3.(0) → отказ a_х1, a_x=(а_x2+а_x3+а_x4)/3;

3) 1.(0)+4.(0)+5.(0) → отказ a_х2, a_x=(а_x1+а_x3+а_x4)/3;

4) 2.(0)+4.(0)+6.(0) → отказ a_х3, a_x=(а_x2+а_x1+а_x4)/3;

5) 3.(0)+5.(0)+6.(0) → отказ a_х4, a_x=(а_x2+а_x3+а_x1)/3;

6) 1.(0)+2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0) → отказ а_x1 и а_x2- → а)=(а_х3+а_х4)/2;

7) 1.(0)+2.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) → отказ a_x2 и a_x3 → a_х=(а_х1+а_х4)/2;

8) 2.(0)+3.(0)+4.(0)+5.(0)+6.(0) → отказ a_x3 и а_x4 → а_х=(а_х1+а_х2)/2;

9) 1.(0)+2.(0)+3.(0)+5.(0)+6.(0) → отказ a_x1 и а_x4 → а_х=(а_х3+а_х2)/2;

10) Одновременный отказ трех датчиков - общий отказ, по показаниям четырех датчиков исправный датчик не определяется. Отказавший датчик определяют путем сравнения с датчиками основного навигационного комплекса.

НК имеет три режима функционирования: основной, альтернативный и резервный.

Подсистему, обеспечивающую режим резервной навигации, реализуют в виде ядра НК, обособленного по всем видам ресурсов от других систем НК.

В НК обеспечивают максимальную внутрисистемную унификацию блоков и модулей.

В основном режиме управления ядро НК, образованное программно-аппаратными ресурсами НК, наращивают за счет соответствующих ресурсов систем навигации и их взаимодействия. Связь НК с другими системами навигации осуществляют по шинам цифрового обмена. Основной режим - режим максимальной функциональной конфигурации, в котором задействованы все основные функциональные элементы НК при числе вычислителей в каждом контрольном сечении не менее 3-х.

Для повышения живучести НК согласно изобретению осуществляют разделение трех и более резервов вычислителей системы на блоки центрального, левого и правого бортов, которые будут пространственно рассредоточены на борту ЛА.

В основном режиме функционирования НК осуществляют реализацию полного состава функций навигации и обеспечивают навигационными параметрами всех бортовых потребителей навигационной информации, а также осуществляют автоматический переход на альтернативный и резервный режимы навигации при наличии соответствующих отказов, с выдачей соответствующей сигнализации. В основном режиме НК обеспечивает реализацию режима начальной подготовки, включающую начальную выставку ИНС на подвижном или на неподвижном основании, определяет состав бортовых навигационных датчиков и систем, характеристики их погрешностей и их математические модели в базе данных, определяет способ и алгоритм интегрирования сигналов навигационных датчиков и программно-алгоритмическое обеспечение для комплексной обработки сигналов ИНС и бортовых навигационных систем, осуществляет постоянный контроль исправности и достоверность предаваемых сигналов всех резервированных датчиков, систем навигации и резервированных модулей вычислительных устройств, входящих в состав НК, в зависимости от их состояния осуществляет реорганизацию структуры НК и реконструкцию архитектуры модулей вычислителей НК, при необходимости осуществляет переключение режима работы НК в альтернативный режим.

В основном режиме осуществляется непрерывная самоорганизация функций навигации в зависимости от внутренний и внешней по отношению к ЛА навигационной ситуации, при этом внутренняя ситуация характеризуется состояниями исправности и готовности к использованию всех систем навигации, внешняя ситуация характеризуется возможностью использования исправных навигационных систем в условиях организованных и неорганизованных (непреднамеренных) помех и воздействия других вредных факторов окружающей среды (время суток, облачность, осадки и.т.д.).

НК осуществляет автоматический переход на альтернативный и резервный режимы навигации при наличии соответствующих отказов, либо вручную по команде от переключателя ПУ "Альтернативный режим", "Резервный режим", с выдачей соответствующей сигнализации (функция управления режимами НК и автоматической реконфигурации режимов).

Альтернативный (промежуточный между основным и резервным) режим включается при наличии отказов в бортовой спутниковой системе навигации, приводящих к снижению точности длительной навигации, а также при возникновении не более 2-х отказов собственных вычислителей НК в разноименных сечениях любого вычислительного тракта. В альтернативном режиме задействованы все функциональные компоненты НК, кроме СНС, при этом не допускается возникновение более 2-х последовательных отказов собственных вычислителей НК в разноименных контрольных сечениях или уменьшение до двух числа вычислителей-резервов в каком-либо контрольном сечении из-за отказов.

В альтернативном режиме не работает СНС или возникает отказ в сети межмашинного обмена или отказ одного из вычислителей, но оставшийся состав НК позволяет продолжить полет до пункта назначения или обеспечить выполнение задачи. В этом режиме продолжается работа НК путем комплексной обработки сигналов ИНС и других исправно работающих бортовых систем навигации, выполняются функции контроля всех рабочих систем и датчиков. Альтернативный режим включается при наличии отказов в БНС, приводящих к невозможности реализации функций НК, обеспечиваемых информацией от систем БНС, а также при возникновении более 2-х отказов модулей собственных вычислителей НК в разноименных сечениях вычислительного тракта любого из каналов управления. В альтернативном режиме задействованы все функциональные компоненты НК без участия СНС. В этом случае возможно продолжение полета в ситуации не хуже усложнения условий полета.

Режим резервной навигации реализуют в виде ядра НК, обособленного по всем видам ресурсов от других устройств НК. В резервный режим НК переходит автоматически при выявлении отказов двух вычислителей, при отказе бортовых систем навигации, обеспечивающих неавтономную коррекцию ИНС, или при отказе трех датчиков навигационной информации ИНС, или других критических ситуациях, предусмотренных логикой программы контрольных систем. Резервный режим обеспечивает полет и вывод ЛА в зону ближайшего или запасного аэродрома.

В резервном режиме задействованы датчики линейных ускорений (ДЛУ), датчики угловых скоростей (ДУС) и магнитометрические датчики (МД), которые измеряют проекции магнитного поля Земли в связанной с ЛА системе координат. Используя алгоритмы адаптивной обработки сигналов, трехкомпонентных ДУС, ДЛУ и МД, в НК организуют адаптивную резервную курсовертикаль [1, 2].

Техническим результатом является расширение функциональных возможностей навигационного комплекса и повышение живучести, надежности и отказобезопасности работы комплексной навигационной системы. Путем реконфигурации архитектуры вычислительной системы и структуры НК обеспечивается возможность продолжения полета и выполнения задания при наличии нескольких отказавших элементов структуры НК.

Литература

1. Патент №2564379, Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, МПК G01C 21/16, бюллетень №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качалов Б.О., Туктарев Н.А. и др.

2. Патент №2555496, Способ для определения углов пространственной ориентации подвижного объекта, МПК G01C 21/08, G01R 33/02, бюллетень №19, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов В.С., Качалов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.

1. Способ формирования самоорганизующейся структуры навигационного комплекса, предусматривающий использование инерциальной навигации (ИНС), определяющей навигационные параметры и положение ЛА по показаниям инерциальных датчиков, системы воздушных сигналов (СВС), определяющей навигационные параметры ЛА по измерениям параметров воздушной среды, спутниковой навигации (СНС), определяющей навигационные параметры по положению орбитальных спутников, радиотехнических систем (РНС), определяющих относительные параметры движения путем использования активных и пассивных электромагнитных волн и лазерных дальномеров (ЛД), оптикоэлектронной системы навигации и астронавигации (ОЭСН), работающих в оптическом диапазоне волн, и других бортовых навигационных систем (БНС) для коррекции текущих навигационных параметров ИНС с использованием бортовых вычислительных систем и применение фильтра Калмана, отличающийся тем, что дополнительно контролируют модули вычислителей, все входящие и выходящие сигналы на предмет адекватности их пороговым и модельным значениям, назначаемым самим комплексом на основе анализа текущих параметров, осуществляют выборку сигналов, удовлетворяющих требованиям систем навигации на основе результатов анализа для дальнейшего использования этих сигналов в комплексе навигации, в режиме подготовки к вылету осуществляют анализ при помощи программно-алгоритмических аналитических блоков в сетях получения навигационных сигналов от всех датчиков навигационной информации и от всех имеющихся систем навигации, где определяют их погрешности и шумовые характеристики, и автоматическую подстройку параметров измерительных систем, непрерывно осуществляют контроль работы с целью выявления отказавших элементов и исключения их из структуры НК, осуществляют обработку множества измеренных параметров первичной навигационной информации, полученных от различных бортовых навигационных систем, путем нахождения оптимальной, адаптивной или робастной оценки текущих навигационных параметров ЛА, используя модифицированные оптимальные, адаптивные и робастные алгоритмы обработки навигационной информации, в зависимости от уровня ошибок, шумов, достоверности и возникшей проблемной ситуации с поступающей информацией, используя программу логических моделей и (или) нейросетевые алгоритмы для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно формируют базу данных моделей погрешностей ИНС, магнитометрических датчиков, СВС, СНС, РНС, ЛД, ОЭСН и других предусмотренных на борту систем коррекции навигационных параметров, программно-математического обеспечения (ПМО) алгоритмов начальной выставки комплекса на неподвижном и на подвижном основании, ПМО модифицированных оптимальных, адаптивных и робастных алгоритмов комплексной обработки навигационной информации, МПО алгоритмов сравнительного и мажоритарного голосования режимов контроля всего оборудования, а также логических моделей и (или) нейросетевых алгоритмов и используют сформированную базу для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что осуществляют трехкратное и более кратное резервирование навигационных датчиков, вычислительных модулей и процессоров НК с разделением их на шкафы «крейты», которые размещают по левому, правому бортам и по центру ЛА, а также осуществляют трех и более кратное резервирование каналов обмена информацией систем навигации и каналов межмашинного обмена.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в нем предусматривают три режима навигации, основной режим, альтернативный режим и резервный режим, основной режим навигации осуществляют, когда работают все системы навигации, предусмотренные структурой НК, альтернативный режим навигации осуществляют, когда не работает СНС или возникает отказ в сети межмашинного обмена или отказ одного из вычислителей, но оставшийся состав НК позволяет продолжить полет до пункта назначения или обеспечить выполнение задачи путем восстановления достоверного значения вычисляемого параметра реконфигурацией архитектуры ВУ и структуры НК, в резервном режиме осуществляют автономную коррекцию ИНС или гировертикали по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков, в этом режиме обеспечивают только вывод ЛА на ближайший или заданный район аэродрома посадки курсовым способом.