способ помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ помощи в навигации для определения, отдающим команду, траектории летательного аппарата, первоначально следующего по заранее определенной траектории в фазе захода на посадку, и на которой определены безопасная высота (hsécu) и предел выдачи тревожного сигнала (Rlim(t)), при этом упомянутый летательный аппарат содержит навигационную систему типа INS/GNSS, содержащую спутниковый навигационный приемник и, по меньшей мере, один инерциальный счетчик текущих координат, при этом упомянутый способ отличается тем, что содержит следующие этапы:

определяют будущую траекторию,

производят оценку прогнозируемых безопасных радиусов (Rp(t)) на будущей траектории, начинающейся в момент вычисления (tc), в случае критической ситуации с точки зрения данных положения, которая может начаться в момент вычисления (tc),

вычисляют предельный момент (tlim), начиная с которого прогнозируемый безопасный радиус (Rp(t)) превышает или равен пределу выдачи тревожного сигнала (Rlim(t)),

вычисляют предельный момент увода (tlimex), который соответствует максимальному моменту, в который летательный аппарат должен покинуть заранее определенную траекторию, чтобы иметь возможность выйти на безопасную высоту (hsécu) в предельный момент (tlim).

2. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что значение предельного момента (tlim) передают отдающему команду.

3. Способ помощи в навигации по п.2, отличающийся тем, что значение предельного момента увода (tlimex) передают отдающему команду.

4. Способ помощи в навигации по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что прогнозируемые безопасные радиусы (Rp(t)) на будущей траектории определяют заранее.

5. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что прогнозируемые безопасные радиусы (Rp(t)) на будущей траектории вычисляют в данный момент (tc).

6. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что критическая ситуация является ситуацией, в которой спутниковая навигационная информация потеряна, начиная с момента вычисления (tc).

7. Способ помощи в навигации по предыдущему пункту, отличающийся тем, что оценку прогнозируемых безопасных радиусов (Rp(t)) производят посредством распространения инерциальных погрешностей на будущую траекторию.

8. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что будущая траектория является оставшимся участком заранее определенной траектории в момент вычисления (tc).

9. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что будущая траектория является траекторией, начинающейся в момент вычисления (tc), наиболее вынужденной для рассматриваемой критической ситуации.

10. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что прогнозируемые безопасные радиусы вычисляют на основании прогнозируемых горизонтальных и/или прогнозируемых вертикальных безопасных радиусов на будущей траектории.

11. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что предел выдачи тревожного сигнала (Rlim) вычисляют для первого уровня целостности, безопасные радиусы (R(t)) вычисляют для второго уровня целостности, прогнозируемые безопасные радиусы (Rp(t)) вычисляют для третьего уровня целостности, и тем, что второй уровень целостности, по меньшей мере, равен первому уровню целостности, и третий уровень целостности равен первому уровню целостности, или равен второму уровню целостности, или зависит от целостности, связанной с рассматриваемой критической ситуацией.

12. Способ помощи в навигации по п.1, отличающийся тем, что навигационная система является системой гибридного типа.

13. Способ помощи в навигации по предыдущему пункту, отличающийся тем, что отдающий команду является пилотом или автоматической системой пилотирования.

14. Навигационная система, выполненная с возможностью реализации способа по любому из предыдущих пунктов.

15. Летательный аппарат, оборудованный навигационной системой по предыдущему пункту.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Навигационной системой называют систему, основанную на приборах для вычисления положения летательного аппарата и для передачи этих данных отдающему команду, которым может быть пилот или автоматическая система пилотирования.

Обычно летательный аппарат следует заранее определенному полетному плану, содержащему подробное описание заранее определенной траектории, по которой он должен лететь в рамках заранее запланированного полета. В частности, он содержит траекторию, которая представляет собой хронологическую последовательность точек прохождения, описанных по их положению, высоте и моменту прохождения. Для этих траекторий выделяют воздушные коридоры, расположенные вокруг этого маршрута. Размер воздушных коридоров, выделенных летательному аппарату, зависит от фазы полета (взлет, крейсерский полет, заход на посадку, приземление). Учитывая загруженность воздушного пространства, стремятся уменьшить размер воздушных коридоров, чтобы открывать большее число коридоров в воздушном пространстве.

Существуют процедуры типа RNP (от англо-саксонского Required Navigation Performance ), задачей которых является уменьшение размера воздушного коридора, выделенного для летательного аппарата, уменьшение расстояния между летательными аппаратами и границ (расстояний) преодоления препятствий. Большим преимуществом процедур RNP является обеспечение возможности для летательного аппарата эволюций в направлении труднодоступных мест и от этих мест с гарантией безопасности. Кроме того, эти процедуры позволяют производить заходы на посадку по кривой и снижаться ниже во время фаз захода на посадку, чтобы в конце захода можно было обнаружить систему посадки или чтобы в зависимости от условий видимости пилот мог решить, сможет ли он произвести посадку.

В этих процедурах типа RNP летательному аппарату выделяют воздушный объем для каждой фазы полета. Чтобы производить эволюции внутри воздушных пространств, определенных в процедуре RNP, навигационная система летательного аппарата должна отслеживать свои характеристики и сравнивать их с пределом выдачи тревожного сигнала, определенным для фазы захода на посадку. Кроме того, навигационная система должна оповещать экипаж или автоматическую систему пилотирования, если ее характеристики достигают предела выдачи тревожного сигнала. Это позволяет гарантировать отдающему команду уровень безопасности в фазе захода на посадку или дает ему возможность узнать, что уровень безопасности не обеспечен.

Одной из ключевых характеристик навигационной системы является ее целостность. Целостность является способностью системы выдавать предупреждение, когда ее характеристики понижаются ниже заранее определенного порога.

Чтобы количественно определить целостность измерения положения в авиации, где целостность является критической характеристикой, используют параметр, называемый «безопасным радиусом» измерения положения, а также связанную с ним вероятность обнаружения (то есть данный уровень целостности). По определению вероятность того, что погрешность положения превысит объявленный безопасный радиус и при этом не будет выдан тревожный сигнал ниже этого значения вероятности. Например, на фиг.1 показан безопасный радиус R для процедуры RNP 0,1. Чтобы следовать процедуре RNP 0,1 необходимо, чтобы вероятность того, что погрешность Е траектории в горизонтальном направлении превысит 0,2 морских мили (то есть 0,2 м.мили) и отдающему команду не будет выдан тревожный сигнал, была ниже 10^-5 в час. Погрешность положения Е является расстоянием между истинным положением P_vraie и искомым теоретическим положением P_th. Таким образом, для этой процедуры определяют предел выдачи тревожного сигнала Rlim, который равен 0,2 морских мили. Если безопасный радиус R(t), вычисленный навигационной системой для вероятности появления погрешности, меньшей или равной 10^-5 в час, превышает предел выдачи тревожного сигнала Rlim, отдающему команду поступает оповещение. Следует напомнить, что морская миля равна 1852 метрам.

Для этого обычно в процедурах типа RNP навигационная система непрерывно вычисляет положение летательного аппарата и значение горизонтальных и/или вертикальных безопасных радиусов, связанных с этим положением, для данного уровня целостности.

Чтобы следовать процедурам RNP, летательные аппараты оборудуют навигационными системами типа INS/GNSS (от англо-саксонского Inertial Navigation System и Global Navigation Satellite System ). Навигационные системы типа INS/GNSS содержат, по меньшей мере, один инерциальный счетчик текущих координат (инерциальные датчики и соответствующее вычислительное устройство) и приемник спутниковых данных. Эти системы основаны на спутниковых данных и/или инерциальных данных для определения последовательных положений летательного аппарата. Поступающие от спутников данные позволяют получить точные измерения положения с хорошим уровнем целостности (небольшой безопасный радиус при небольшой вероятности погрешности). С другой стороны, навигационная спутниковая информация может быть потеряна. Говорят, что навигационная спутниковая информация потеряна, когда навигационная спутниковая информация является не достаточной, чтобы навигационная система могла вычислить положение летательного аппарата на основании информации, полученной от находящихся в зоне видимости спутников. Например, это относится к случаю, когда приемник спутниковых данных положения неисправен, или когда некоторые спутники перекрыты препятствиями и приемник видит менее 4 спутников, или когда приемник видит более 4 спутников, но они находятся в такой конфигурации, которая не позволяет вычислить положение летательного аппарата (например, когда все видимые спутники находятся на одной линии).

Что же касается данных, поступающих от инерциальных счетчиков, то они позволяют непрерывно получать измерения положения, но эти измерения со временем проявляют тенденцию к отклонению. Как правило, навигационная система вычисляет положение летательного аппарата на основании спутниковых данных и, когда навигационная спутниковая информация потеряна, система производит вычисления на основании инерциальных данных.

Из патентной заявки WO2008/040658 известна навигационная система, обеспечивающая возможность следования процедурам RNP. Навигационная система является гибридной системой типа INS/GNSS, работающей в замкнутом контуре. Гибридизация состоит в математическом комбинировании данных положения и скорости, выдаваемых инерциальным счетчиком, и измерений, выдаваемых приемником спутникового позиционирования, для получения измерений положения с использованием преимуществ обеих систем, то есть непрерывности информации, выдаваемой инерциальным приемником, и точности данных, поступающих от спутников. Эта навигационная система непрерывно корректирует отклонение инерциальных данных на основании данных, поступающих от спутников. Эта навигационная система выполнена с возможностью непрерывного отслеживания своих характеристик посредством вычисления горизонтальных и вертикальных безопасных радиусов для данного уровня целостности и с возможностью сравнения этих безопасных радиусов с пределом выдачи тревожного сигнала, определенным по текущей фазе полета.

В каждой фазе захода на посадку определяют высоту принятия решения (от англо-саксонского Decision Altitude DA, определяемую относительно среднего уровня моря), или высоту принятия решения (Decision Height DH, определяемую относительно порога взлетно-посадочной полосы), которая является высотой, на которой находится летательный аппарат в конце процедуры захода на посадку и на которой пилот решает: начинать или не начинать фазу посадки. Эта высота зависит от типа захода на посадку (неточно рассчитанный заход, точно рассчитанный заход) и от выбранного средства захода на посадку (визуальный заход или заход по приборам). Для каждого аэропорта определяют безопасную высоту (от англо-саксонского MSA: minimum safety altitude ), являющуюся высотой, на которую должен выйти летательный аппарат, чтобы не наткнуться на неровность рельефа, то есть чтобы обеспечить свою безопасность. Безопасная высота обусловлена рельефом местности в окрестностях полосы, на которую планируется совершить посадку. В настоящее время, если летательный аппарат, следующий в фазе захода на посадку типа RNP, теряет спутниковую навигационную информацию, отдающий команду получает об этом оповещение и решает либо продолжать текущую фазу полета, но без гарантии уровня безопасности, предусмотренного для фазы захода на посадку, либо прервать текущую фазу полета с немедленным уводом с заранее определенной траектории, чтобы вернуться на безопасную высоту.

Например, если на заранее определенной траектории, показанной на фиг.2 сплошной линией, за которой следует фаза захода на посадку по процедуре RNP, летательный аппарат, содержащий навигационную систему, основанную на спутниковых и инерциальных данных, теряет спутниковую навигационную информацию в момент потери tp, отдающий команду получает об этом оповещение и немедленно прерывает полет по первоначальной траектории, чтобы вернуться на безопасную высоту hsécu по траектории, называемой траекторией увода и показанной жирной пунктирной линией. Когда летательный аппарат возвращается на безопасную высоту, он либо начинает новую процедуру захода на посадку, либо прекращает текущий заход и возвращается на третью траекторию.

Недостатком этого способа является прерывание текущего захода на посадку, когда спутниковая навигационная информация не поступает, даже если навигационная система могла бы, в конечном счете, благодаря гибридизации, гарантировать необходимые условия безопасности в фазе захода на посадку до самого конца этой фазы. Кроме того, если текущий заход не прервать, условия безопасности не будут гарантированы. Это увеличивает продолжительность полетов, а также затраты, связанные с расходом топлива, оплатой экипажа и насыщением воздушного пространства.

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков.

В этой связи объектом настоящего изобретения является способ помощи в навигации для определения, отдающим команду, траектории летательного аппарата, первоначально следующего по заранее определенной траектории в фазе захода на посадку, на которой определяют безопасную высоту и предел выдачи тревожного сигнала, при этом упомянутый летательный аппарат содержит навигационную систему типа INS/GNSS, содержащую спутниковый навигационный приемник и, по меньшей мере, один инерциальный счетчик текущих координат, при этом упомянутая навигационная система выполнена с возможностью определения, в момент вычисления, положения летательного аппарата, с возможностью вычисления соответствующего безопасного радиуса и его сравнения с пределом выдачи тревожного сигнала, при этом упомянутый способ отличается тем, что содержит следующие этапы:

- определяют будущую траекторию,

- производят оценку безопасных радиусов, прогнозируемых на будущей траектории, начинающейся в момент вычисления, в случае критической ситуации с точки зрения данных положения, которая может начаться в момент вычисления,

- вычисляют предельный момент, начиная с которого прогнозируемый безопасный радиус превышает или равен пределу выдачи тревожного сигнала,

- вычисляют предельный момент увода, который соответствует максимальному моменту, в который летательный аппарат должен покинуть заранее определенной траекторию, чтобы иметь возможность выйти на безопасную высоту в предельный момент.

Способ в соответствии с настоящим изобретением может также содержать один или несколько следующих отличительных признаков, взятых в совокупности или отдельно:

- значение предельного момента передают отдающему команду,

- значение предельного момента увода передают отдающему команду,

- прогнозируемые безопасные радиусы на будущей траектории определяют заранее,

- прогнозируемые безопасные радиусы на будущей траектории вычисляют в данный момент,

- критическая ситуация является ситуацией, в которой спутниковая навигационная информация оказывается потерянной, начиная с момента вычисления,

- оценку прогнозируемых безопасных радиусов производят посредством распространения инерциальных погрешностей на будущую траекторию,

- будущая траектория является оставшимся участком заранее определенной траектории в момент вычисления,

- будущая траектория является траекторией, начинающейся в момент вычисления, наиболее вынужденной для рассматриваемой критической ситуации,

- прогнозируемые безопасные радиусы вычисляют на основании прогнозируемых горизонтальных и/или прогнозируемых вертикальных безопасных радиусов на будущей траектории,

- предел выдачи тревожного сигнала вычисляют для первого уровня целостности, безопасные радиусы вычисляют для второго уровня целостности, прогнозируемые безопасные радиусы вычисляют для третьего уровня целостности, при этом второй уровень целостности, по меньшей мере, равен первому уровню целостности, и третий уровень целостности равен первому уровню целостности, или равен второму уровню целостности, или зависит от целостности, связанной с рассматриваемой критической ситуацией,

- навигационная система является системой гибридного типа,

- отдающий команду является пилотом или автоматической системой пилотирования.

Объектами изобретения являются также навигационная система, выполненная с возможностью реализации способа в соответствии с настоящим изобретением, и летательный аппарат, оборудованный такой навигационной системой.

Преимуществом способа помощи в навигации в соответствии с настоящим изобретением является ограничение случаев использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации. Это позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов.

Действительно, можно избежать процедуры увода, когда летательный аппарат может завершить фазу захода на посадку, которую он начал, с требуемым уровнем безопасности, даже если часть информации, на которой основана работа навигационной системы, потеряна. Это же относится и к случаю, когда навигационная система опять получает эту информацию, прежде чем характеристики навигационной системы не достигли предела выдачи тревожного сигнала. Например, это относится к случаю, когда информация опять начинает поступать сама собой (прекращение помех приемника, прохождение препятствия, перекрывающего спутник, прекращение перебоя в работе) или когда экипаж устраняет неисправность, нарушающую работу навигационной системы, до достижения предела выдачи тревожного сигнала.

Кроме того, преимуществом этого способа является то, что он дает пилоту или автоматической системе пилотирования дополнительный резерв времени для решения о начале процедуры увода или о продолжении следования первоначальной траектории при ухудшившихся характеристиках.

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 (уже описана) - безопасный радиус для положения, измеренного в данный момент, погрешность положения между измеренным положением и истинным положением, а также предел выдачи тревожного сигнала в процедуре RNP 0,1.

Фиг.2 (уже описана) - изменение в зависимости от времени высоты полета летательного аппарата по первоначальной траектории во время фазы захода на посадку, а также изменение высоты в зависимости от времени на траектории увода.

Фиг.3а - изменение высоты летательного аппарата в зависимости от времени на заранее определенной траектории захода на посадку (сплошная линия) и на траектории увода (пунктирная линия).

Фиг.3b - вид сверху траектории летательного аппарата в зависимости от времени на заранее определенной траектории захода на посадку.

Фиг.4 - изменение оценки безопасного радиуса в зависимости от времени (сплошная линия), а также предел выдачи тревожного сигнала (пунктирная линия), определенный в фазе захода на посадку, показанной на фиг.3а и 3b.

На фигурах одинаковые элементы имеют одинаковые обозначения.

Далее следует описание способа помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата во время фазы захода на посадку, при этом упомянутый летательный аппарат первоначально следует по заранее определенной траектории в фазе захода на посадку.

На фиг.3а сплошной линией показано изменение высоты летательного аппарата в зависимости от времени на заранее определенной траектории захода на посадку. На фиг.3а показан вид сверху траектории захода на посадку летательного аппарата в зависимости от времени на заранее определенной траектории захода на посадку.

Как показано на фиг.3а, фаза захода на посадку длится от первоначального момента tinit до конечного момента tfin, при этом конечный момент tfin соответствует началу не показанной фазы приземления.

Первоначальный момент и конечный момент связаны с первоначальным положением pinit на траектории летательного аппарата и соответственно с конечным положением pfin, как показано на фиг.3b. Первоначальное положение и конечное положение являются соответственно первоначальной высотой hinit и конечной высотой hfin, как показано на фиг.3а. В дальнейшем тексте описания под высотой следует понимать высоту полета летательного аппарата относительно среднего уровня моря. Следовательно, безопасная высота представляет собой высоту принятия решения. В варианте высоту летательного аппарата можно определять относительно порога соответствующей взлетно-посадочной полосы. При этом безопасная высота представляет собой высоту принятия решения.

В этой фазе летательный аппарат следует по заранее определенной траектории, называемой также первоначальной траекторией, показанной жирной линией на фиг.3а и 3b, между первоначальной точкой и конечной точкой, то есть все положения летательного аппарата, а также момент прохождения этих положений летательным аппаратом заранее определены между первоначальным моментом и конечным моментом.

Классически в текущей фазе захода на посадку определяют предел выдачи тревожного сигнала Rlim(t), который соответствует предельному безопасному радиусу, а также безопасную высоту hsécu. Классически предел выдачи тревожного сигнала вычисляют для первого данного уровня целостности. При процедуре RNP первый уровень целостности соответствует вероятности погрешности без выдачи тревожного сигнала, меньшей 10^-5 за час.

Предел выдачи тревожного сигнала является либо константой на траектории (как показано на фиг.4, которая будет описана ниже), либо переменной в зависимости от положения на траектории, то есть в зависимости от времени. Легко понять, что требуемый уровень безопасности на малой высоте должен быть выше, чем на большой высоте, иначе говоря, предельный безопасный радиус меньше на малой высоте.

Классически летательный аппарат оборудуют навигационной системой типа INS/GNSS, содержащей один или несколько инерциальных счетчиков текущих координат и приемник спутниковых данных и выполненной с возможностью использования спутниковых данных и/или инерциальных данных для вычисления последовательных положений, занимаемых летательным аппаратом. Навигационная система выполнена также с возможностью отслеживать свои характеристики, связывая вычисленное измерение положения с данным моментом, при этом безопасный радиус, определенный для второго данного уровня целостности, может отличаться от первого уровня целостности. Предпочтительно уровень целостности, который берут за основу для вычисления безопасного радиуса, по меньшей мере, равен уровню целостности, на основе которого вычисляют предел выдачи тревожного сигнала. Иначе говоря, для вычисления безопасного радиуса берут за основу вероятность появления погрешности без выдачи тревожного сигнала, меньшую или равную вероятности появления погрешности, применяемой для вычисления предела выдачи тревожного сигнала. Классически второй уровень целостности соответствует вероятности появления погрешности без выдачи тревожного сигнала, меньшей или равной 10^-7 в час.

Навигационная система выполнена с возможностью сравнения вычисленных безопасных радиусов с пределом выдачи тревожного сигнала, определенным в текущей фазе захода на посадку. Предпочтительно навигационная система выполнена с возможностью оповещения навигационной системы, когда в данный момент ее характеристики становятся ниже первого уровня эффективности.

Классически в момент вычисления tc вычисляют горизонтальный безопасный радиус Rh(tc) и/или вертикальный безопасный радиус Rv(tc), соответствующие значению положения, вычисленному в этот же момент, для второго данного уровня целостности. Определяют безопасный радиус Rv(tc), зависящий от горизонтального безопасного радиуса Rh(tc) и/или от вертикального безопасного радиуса Rv(tc). Навигационная система выполнена с возможностью сравнения безопасного радиуса R(tc) с пределом выдачи тревожного сигнала Rlim(tc).

Безопасный радиус может зависеть от вертикального радиуса, когда необходимо произвести посадку и иметь правильные измерения положения в вертикальном направлении. Предпочтительно безопасный радиус можно определять в зависимости от горизонтального безопасного радиуса, если необходимо пройти в сложной зоне в горизонтальном направлении (например, между двумя горами). Безопасный радиус может также зависеть от комбинации между горизонтальным радиусом и вертикальным радиусом. В комбинации горизонтальные и вертикальные безопасные радиусы взвешивают в зависимости от географии места.

Характеристики навигационной системы вычисляет сама навигационная система. Например, навигационная система является системой позиционирования, основанной на гибридной системе типа INS/GNSS, как описано в патентной заявке WO2008/04065.

В частности, эта навигационная система содержит систему позиционирования, содержащую:

- спутниковый навигационный приемник, принимающий сигналы от группировки из N отслеживаемых видимых спутников,

- инерциальный счетчик текущих координат, содержащий инерциальный измерительный блок, выдающий инкременты угла и инкременты скорости, и виртуальную платформу, получающую инкременты угла и инкременты скорости,

- барометрический модуль, выдающий измерения барометрической высоты,

- фильтр гибридизации Кальмана,

- комплект из N вспомогательных фильтров,

- вычислительный модуль.

Инерциальный измерительный блок содержит гирометры и акселерометры: инкременты угла получают при помощи гирометров, и инкременты скорости получают на основании акселерометрических данных.

Виртуальная платформа выдает инерциальные точки позиционирования и скорости PPVI. Спутниковый навигационный приемник GNSS выдает необработанные измерения сигналов, поступающих от спутников, при этом i обозначает индекс спутника и составляет от 1 до N, и эти измерения направляются в фильтр гибридизации Кальмана.

Фильтр гибридизации Кальмана производит оценку погрешностей на инерциальных положениях PPVI и выдает:

- вектор состояния VE, соответствующий погрешностям гибридной системы, получаемый в результате отслеживания отклонений между инерциальными точками позиционирования и скорости PPVI и соответствующими необработанными измерениями;

- ковариационную матрицу MHYP погрешности при оценке вектора состояния VE;

- гибридную поправку, которая содержит оценку вектора состояния VE.

Выполнение и функции фильтра Кальмана и вспомогательных фильтров описаны в патентной заявке WO2008040658. Гибридный выход навигационной системы соответствует инерциальным точкам позиционирования и скорости PPVI, которые являются положениями и скоростями, измеряемыми навигационной системой.

Вычислительный модуль получает гибридные параметры и ковариационную матрицу и определяет безопасные значения гибридного положения на основании гибридного положения, содержащегося в векторе состояния, как описано в патентной заявке WO2008040658. Эти вычисления вкратце представлены ниже. При этом будет описано только вычисление горизонтального безопасного радиуса гибридного положения. Вычисление вертикального безопасного радиуса гибридного положения происходит аналогично.

Производят оценку первого вспомогательного безопасного радиуса Rh_H0 в отсутствие спутникового нарушения, при этом данную гипотезу принято обозначать Н₀. Согласно этой гипотезе, ни одно из необработанных измерений не является ошибочным.

Первый вспомогательный безопасный радиус Rh_H0 напрямую связан с разбросом скорости и с вероятностью P_ni того, что эта погрешность превышает безопасный радиус. Измеренному положению соответствует коэффициент диагонали ковариационной матрицы Р. Типовое отклонение является квадратным корнем из этого разброса и выводится, таким образом, из матрицы Р фильтра гибридизации. Определяют вспомогательный горизонтальный безопасный радиус при гипотезе Н1, согласно которой одно из необработанных измерений MBi (поступающих от спутника) является ошибочным. Определяют горизонтальный безопасный радиус гибридного положения как максимум из вспомогательных горизонтальных безопасных радиусов. Определение максимума основано на определении окружности, описанной вокруг эллипса уверенности в горизонтальной плоскости. Эллипс уверенности определяют на основании ковариационной матрицы гибридного положения и искомого значения вероятности.

Предпочтительно определение вспомогательного горизонтального безопасного радиуса основано на искомом значении вероятности ложной тревоги и на искомом значении вероятности неудачного обнаружения. Предпочтительно определение вспомогательного горизонтального безопасного радиуса Rh_H0 основано на искомом значении неудачного обнаружения и на значении вероятности наступления необнаруженного спутникового нарушения.

В заявленном способе помощи в навигации навигационная система оценивает, какими были бы характеристики навигационной системы при данном третьем уровне целостности на будущей траектории, начинающейся в данный момент вычисления tc (соответствующий текущему моменту), в критической ситуации с точки зрения данных положения, при этом упомянутая ситуация начинается в момент вычисления. Данными положения называют данные, выдаваемые приемниками спутниковых и/или инерциальных данных.

Под критической ситуацией следует понимать ситуацию, в которой часть информации, которую берет за основу навигационная система для вычисления положения летательного аппарата, оказывается потерянной с момента вычисления tc. В такой ситуации характеристики навигационной системы могут существенно деградировать на будущей траектории (то есть при данном уровне целостности безопасный радиус может увеличиться). Критическую ситуацию, которую определяют для осуществления вычислений прогнозирования, выбирают либо в момент вычисления прогнозирования, либо перед полетом (в этом случае ее называют заранее определенной).

Критической ситуацией является, например, ситуация, в которой спутниковая навигационная информация указывается потерянной, начиная с момента вычисления tc. Действительно, именно спутниковая навигационная информация добавляет точность и целостность измерениям положений, осуществляемым навигационной системой типа INS/GNSS. При этом, если спутниковая навигационная информация потеряна, навигационная система вычисляет положения летательного аппарата на основе инерциальной информации, которая имеет тенденцию к отклонению. Таким образом, характеристики навигационной системы при вычислении положения ухудшаются быстрее всего при потере спутниковой навигационной информации.

Будущая траектория является будущим участком первоначальной траектории, то есть оставшимся участком заранее определенной траектории в момент tc. В варианте будущая траектория является наиболее вынужденной траекторией, соответствующей критической ситуации, то есть траекторией, на которой характеристики навигационной системы, основывающейся на оставшейся информации для вычисления безопасных радиусов, снижаются быстрее всего. Например, если критическая ситуация является ситуацией, в которой спутниковая навигационная информация потеряна, траектория, на которой характеристики навигационной системы, основывающейся только на инерциальной информации для вычисления положения летательного аппарата, снижаются быстрее всего, является разворотом, начинающимся в момент вычисления tc. Этот вариант позволяет оценивать наихудшие будущие понижения характеристик навигационной системы в рассматриваемой критической ситуации.

Оценки характеристик навигационной системы на будущей траектории, начинающейся в данный момент tc, выражаются прогнозируемыми безопасными радиусами Rp(t) для третьего данного уровня целостности. Прогнозируемые безопасные радиусы Rp(t) заранее определяют на будущей траектории. При этом навигационная система использует таблицы, содержащие изменение безопасного радиуса в зависимости от времени в случае критической ситуации на будущей траектории.

В варианте прогнозируемые безопасные радиусы Rp(t) вычисляют методом предсказания в моменты вычисления tc для третьего уровня целостности. Предпочтительно прогнозируемые безопасные радиусы вычисляют методом предсказания непрерывно, то есть в каждый момент вычисления. Моменты вычисления равномерно распределены по продолжительности траектории и отделены друг от друга интервалом времени dt.

Например, прогнозируемые безопасные радиусы Rp(t) вычисляют методом распространения инерциальных погрешностей на будущую траекторию. В частности, зная будущую траекторию, берут точки положения и безопасные радиусы R(tc-dt), вычисленные в момент tc-dt, предшествующий моменту вычисления tc, при помощи описанной выше гибридной системы позиционирования INS/GNSS, и распространяют инерциальные погрешности вдоль будущей траектории. Например, в случае навигационной системы гибридного типа INS/GNSS вычисляют оценочные положения Pp(t) на будущей траектории. Для этого в фильтр гибридизации Кальмана, начиная с момента вычисления tc, направляют точки позиционирования на будущей траектории вместо инерциальных точек позиционирования PPVI. В этом случае фильтр Кальмана тоже не получает на входе спутниковую навигационную информацию. Фильтр гибридизации Кальмана вычисляет прогнозируемые положения Pp(t) вместо инерциальных точек позиционирования PPVI и прогнозируемые ковариационные матрицы погрешностей горизонтального и вертикального положения на будущей траектории. Прогнозируемые горизонтальные безопасные радиусы Rph(t) и прогнозируемые вертикальные безопасные радиусы Rpv(t) вычисляют на основании прогнозируемых ковариационных матриц погрешностей горизонтального и вертикального положений на будущей траектории так же, как вычисляют горизонтальные и/или вертикальные безопасные радиусы на основании ковариационных матриц погрешностей горизонтального и вертикального положений. Прогнозируемые безопасные радиусы Rp(t) вычисляют на основании прогнозируемых горизонтальных и/или вертикальных безопасных радиусов. Оценки прогнозируемых безопасных радиусов на будущей траектории осуществляют для третьего уровня целостности.

Третий уровень целостности либо равен второму уровню целостности, либо равен первому уровню целостности, либо равен уровню целостности, зависящему от рассматриваемой критической ситуации. Например, вероятность того, что спутниковая навигационная информация потеряна, равна 10^-4 в час. Вместо вычисления безопасного радиуса для вероятности погрешности, равной 10^-7 в час (второй уровень целостности), можно, таким образом, вычислять безопасный радиус для вероятности погрешности, равной 10^-3 в час; действительно, вероятность потери информации можно больше не учитывать, так как она уже произошла, и вероятность второй спутниковой потери равна 10^-8 в час, то есть ниже требований, выдвигаемых авиационными нормами. На основании оценок будущих характеристик навигационной системы на будущей траектории в критической ситуации определяют предельный момент tlim. Предельный момент tlim является моментом, начиная с которого безопасный радиус превышает или равен переделу выдачи тревожного сигнала. В предельный момент tlim положение, предусмотренное для летательного аппарата на заранее определенной траектории, связывают с предельным положением plim, высота которого является предельной высотой hlim.

На фиг.4 показан пример изменения в зависимости от времени безопасного радиуса R(t) на будущей траектории до момента вычисления tc, а также изменение в зависимости от времени прогнозируемого безопасного радиуса Rp(t) после момента вычисления tc, при этом оценки этого безопасного радиуса вычисляют в момент tc. Кроме того, на этой фигуре показано изменение в зависимости от времени предела выдачи тревожного сигнала Rlim на будущей траектории. Предельный момент tlim является моментом, в который прогнозируемый безопасный радиус Rp(tlim) равен пределу выдачи тревожного сигнала Rlim(tlim).

Навигационная система выдает значение предельного момента отдающему команду. Эта информация становится доступной для пилота, например, при помощи визуального или звукового интерфейса, или она поступает в качестве единицы входных данных в вычислительное устройство навигационной системы. Предельный момент вычисляют в каждый момент вычисления положения навигационной системой. Таким образом, в каждый момент отдающий команду имеет в своем распоряжении значения предельного момента в этот момент.

Если в данный момент отдающий команду получает оповещение, что спутниковая навигационная информация потеряна, он может узнать значение предельного момента и определить, что он может завершить фазу захода на посадку с обеспечением требуемого для нее уровня безопасности (когда предельный момент следует после конечного момента) или что он не сможет гарантировать требуемый уровень безопасности до конца фазы захода на посадку (когда предельный момент предшествует конечному моменту). Кроме того, он знает, до какой стадии фазы захода на посадку он сможет гарантировать уровень безопасности. Зная предельное время, отдающий команду не обязательно должен покидать первоначальную траекторию, чтобы вернуться на безопасную траекторию, когда спутниковая навигационная информация потеряна.

Предпочтительно вычисляют предельный момент увода tlimex, соответствующий предельному положению увода plimex на первоначальной траектории. Летательный аппарат должен покинуть заранее определенную траекторию не позже предельного момента увода, чтобы достичь безопасной высоты в предельный момент tlim. Предельный момент увода зависит от данного момента вычисления, от высоты полета летательного аппарата в данный момент, от безопасной высоты и от максимальной скорости набора высоты летательным аппаратом.

Максимальная скорость набора высоты летательным аппаратом зависит от плана горизонтального полета, от динамики самолета и/или от необходимых условий скорости наборы высоты между этими двумя моментами. План горизонтального полета зависит от рельефа, от необходимых условий скорости на этой траектории и/или от динамики самолета.

Для вычисления предельного времени увода, как показано на фиг.3 пунктирной линией, в вертикальной плоскости строят прямую. Эта прямая проходит через точку, координатами которой являются безопасная высота и предельное время и наклон которой равен максимальной скорости набора высоты самолетом. Скорость набора высоты равна изменению высоты в секунду. Эта прямая пересекает первоначальную траекторию в точке, соответствующей предельной высоте увода hlimex и предельному времени увода tlimex.

Значение предельного момента увода можно уточнить, включив в вычисление этого момента время для маневра набора высоты, а также возможные изменения скорости в вертикальном направлении.

На этой безопасной высоте второй уровень безопасности ниже, чем на первоначальной траектории.

Затем значение предельного момента увода передают отдающему команду. Если в данный момент отдающий команду получает оповещение, что спутниковая навигационная информация потеряна, он знает, в какой момент он должен покинуть первоначальную траекторию, чтобы вернуться на безопасную высоту в условиях полной безопасности. Он может выбрать: либо продолжать следовать первоначальной траектории до этого момента, ожидая возобновления поступления этой информации, либо покинуть первоначальную траекторию до предельного момента увода, либо продолжать следовать траектории увода после предельного момента увода, зная, что он не сможет достичь безопасной высоты в предельный момент.

В варианте предельный момент увода вычисляют, только когда предельный момент следует после конечного момента.

Отдающий команду является, например, пилотом или автоматической системой пилотирования.

В настоящей патентной заявке описан случай, когда предельный момент вычисляют в каждый данный момент вычисления положения на всей траектории захода на посадку. В варианте предельный момент вычисляют в каждый момент вычисления положения, только начиная с момента, когда высота летательного аппарата на траектории увода меньше безопасной высоты.