CC BY
61
ванные достаточно компактные описания изображений многообразия лиц достаточной информационной емкости для практических задач санкционированного доступа. Таким образом, при данном представлении информации появляется возможность сравнивать не изображение с изображением, а описание с описанием.
Рис. 5. Многоуровневое признаковое описание
Работа выполнена при поддержке гранта РФФИ № 05-01-00689
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. WechslerH. Face Recognition: From Theory to Applications. / Springer-Verlag, 2002. - 921p.
2. Kumar V., T. Poggio. Learning based approach to real-time tracking and analysis of faces. // Proc. of the 4-th Int. Conf. on Face and Gesture Recognition, Grenoble, France, 2000. - p.91-96.
3. Иванов А.И. Биометрическая идентификация личности по динамике подсознательных движений: Монография. - Пенза: Изд-во Пенз. Гос. ун-та, 2000. 188с.
4. Dail D.Q., G.Can, J.H. Lai, P.C. Yuen. Face Recognition Based on Local Fisher Features // T. Tan, Y. Shi, and W. Gao (Eds.): ICMI 2000, LNCS 1948, 2000. - p.230-236.
5. Гаврилей Ю.К., Самарин А.И., ШевченкоМ.А. Активный анализ изображений в системах с фовеальным восприятием. //Нейрокомпьютеры: разработка, применение. № 7-8, 2002. С.34 - 46.
6. Ярбус А.Л. Роль движения глаз в процессе зрения. // М., Наука, 1965, с.166.
7. Абду И., Прэтт У. Количественный расчёт детекторов контуров, основанных на подчёркивании перепадов яркости с последующим пороговым ограничением // ТИИЭР, 1979. N°5, С.59-70.
8. Самарин А.И., Шевченко М.А. Алгоритм автоматического построения описаний объектов сцены в базисе рассматривающих движений фовеального сенсора. В сб. научных трудов Всероссийской научно-технической конференции «Нейроинформатика - 2002». Сборник научных трудов в 2-х частях. Ч.1. М.: МИФИ, 2002. С. 85 - 94.
9. Осовский С. Нейронные сети для обработки информации. М. Изд-во Финансы и статистика. 2002. 344с.
10. Petrushan M. V., Samarin A. I., and Shaposhnikov D. G. FOSFI: A System for Face Image Recognition. Pattern Recognition and Image Analysis, Vol. 15, No. 2, 2005, pp. 425-427.
И.М. Исмаилов, Ф.Д. Касимов, Н.Г. Джавадов
Азербайджан, г. Баку, Национальная Академия Авиации, Азербайджанское Национальное Аэрокосмическое Агентство
ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ И ДОСТОВЕРНОСТИ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ ДЛЯ БЕЗОПАСНОЙ ПОСАДКИ ВОЗДУШНОГО СУДНА
На современном этапе развития авиации проблема повышения точности и достоверности как навигационной, так и пилотажной информации стала приоритетной в обеспечении безопасности полетов. Данная проблема тесно переплетается также с деятельностью экипажа, который принимает решение по результатом анализа значительного объема информации, часто в условиях, как дефицита времени, так и неточной информации. Это особенно относится к этапу посадки воз-
душного судна (ВС), являющегося самым трудным и ответственным этапом полета. Трудность этапа посадки ВС прежде всего обуславливается необходимостью его осуществления с высокой точностью. Для безопасной посадки ВС на взлетнопосадочную полосу (ВПП) необходимо иметь достоверную и точную информацию о следующих параметрах: высота и координаты ВС, скорость полета, точное определение направления посадки на ВПП, метрологическая обстановка и т.п.
В настоящее время наряду с традиционной системой посадки ILS (Instrument Landing System), которая по своей точности входит в состав наземного оборудования точных систем посадки, в силу динамично развивающихся технологий спутниковой навигации широко используются системы дифференциальной спутниковой навигации точных заходов на посадку по второй и третьей категориям метеоминимума. Данная система обеспечивает достаточной информацией, необходимой для захода на посадку, используя для этого модифицированные устройства GPS Navigator, объединенных с Trimble DGPS. Однако в том и в другом случае при посадке ВС используется наземное оборудование [1]. Следует отметить, что в чрезвычайных ситуациях (землетрясение, наводнение, случаи, связанные с террористическими актами и т.п) из-за потери работоспособности и надежности наземного оборудования, вероятность безопасной посадки ВС в таких случаях уменьшается. Кроме того в полете возможны случаи возникновения ошибок при решении навигационной задачи, вызванных нештатной ситуацией (например, частичным выходом из строя бортовых измерительных приборов), или же в случае нештатной ситуации измерения параметров относительного движения производятся с чрезвычайно низкой точностью (визуальная оценка «на глазок»). Известно, что задача обеспечения точных заходов на посадку с использованием спутниковых систем решается локальными контрольно-корректирующими станциями (ККС) (наземная станция). Контрольно корректирующая станция с помощью соответствующих устройств и алгоритмов вычисляет дифференциальные поправки псевдодальностей, оценивает погрешности дифференциальных поправок, определяет состояние навигационных спутников в соответствии с критериями для точного захода на посадку, а также другие данные и формирует соответствующую и корректирующую информацию, которая передается на GPS приемник, находящийся на борту воздушного судна. Основными недостатками алгоритма обработки информации в указанной системе являются:
- осуществление обработки информации без учета способа его преобразования и точности преобразования;
- формирование дифференциальных поправок к псевдодальностям и скорости изменения псевдодальностей (определения спутниковой навигационной системы) без учета пилотажных измерений;
- неучет инструментальных, аэродинамических и методических погрешностей при точном и непрерывном определении высотно -скоростных параметров ВС.
В силу вышеуказанного для повышения точности и достоверности пилотажно-навигационной информации для безопасной посадки воздушного судна представляется целесообразным совместная обработка сигналов, как навигационных спутников, так и данных пилотажных измерений с последующим их сравнением и формированием корректирующих поправок непосредственно на борту ВС с помощью предусмотренного в составе бортового оборудования специального блока обработки сигналов. При этом в качестве пилотажных измерений предусматривается обработка сигналов указателя скорости, барометрического электромагнитного высотомера и радиовысотомера, являющихся основными пилотажными параметрами при посадке ВС. Фактически блок обработки данных представляет собой информационно-управляющую систему реального времени, так как вырабатывает корректирующую информацию для бортовых систем посадки (в данном случае
для пилотажно-навигационного прибора) на основе обработки информации датчиков GPS и датчиков пилотажных параметров.
Функциональная схема блока обработки приборной и спутниковой информации приведена на рис.1. Данная схема составлена исходя из анализа навигационных определений спутниковой навигационной системы и особенностей показаний бортовых приборов. Схема состоит из двух основных трактов: тракт регистрации и преобразования спутниковой информации. Сигналы с антенн GPS поступают в навигационные приемники GPS, расположенные в блоке датчиков GPS. Блок датчиков GPS, как источник навигационной информации в цифровой форме передает в реальном времени информацию о значениях измеренных псевдодальностей к навигационным спутникам, эфемеридах и альманахе навигационных спутников в тракт регистрации и преобразования спутниковой информации блока обработки данных через платы последовательного интерфейса (например, интерфейса RS-232) по запросам, поступающим из блока обработки данных.
В тракте регистрации и преобразования спутниковой информации в микропроцессоре МП1 производится вычисление навигационных определений (геоцентрические координаты X,Y,Z, геодезические координаты В, L,H, скорости измене-
• • •
ния соответствующих координат X,Y, Z,VB ,VL ,VH и др) с учетом погрешностей эфемеридных измерений, синхронизации, екорости распространения радиоволн в тропосфере и ионосфере, многолучевости, шумов приемника и помех и соответствующих поправок одновременно вводимых в МП1.
Точность информации полученной от спутниковой навигационной системы (СНС) о навигационных параметрах связана с преодолением и устранением таких факторов, как неточное определение времени, ошибки, возникающие при расчете орбит искусственных спутников земли (ИСЗ), инструментальные ошибки приемника, ошибки, возникающие в результате распространения сигналов в нескольких направлениях, тропосферные и ионосферные изменения и.т.п., что в конечном итоге приводит к неточности всей спутниковой системы и ограничивает область ее применения особенно при заходе на посадку и посадке ВС. Поэтому прежде чем перейти к составлению алгоритма функционирования блока обработки целесообразным представляется рассмотрение источников погрешностей как навигационных измерений (в тракте приема сигналов навигационных спутников), так и пилотажных измерений (в тракте приема сигналов бортовых приборов), а также способы их предварительного уменьшения с целью определения приоритета (взаимосвязи) корректирующих поправок и корректируемых величин.
Так, к примеру, для компенсации релятивистских и гравитационных эффектов в опорную частоту бортового эталона вносят так называемую релятивистскую поправку, уменьшая ее на некоторую величину. Окончательная коррекция осуществляется в аппаратуре потребителя при помощи поправки, рассчитываемой на основе служебных данных навигационных спутников (НС) [2].
Дл = Feja sin E
где F=-2<Jл/c2 ; /л- универсальная гравитационная постоянная Земли;
с-скорость света;
а и е- большая полуось и эксцентриситет орбиты спутника;
^-эксцентрическая аномалия.
Рефракция сигналов навигационного космического аппарата (НКА) в тропосфере обусловлена неоднородностями и изменением диэлектрической проницае-
мости с высотой. Для средних метеоусловий тропосферная погрешность может быть спрогнозирована, как
8ІП Р
| (п -1)аБ
где Кг параметр, характеризующий состояние тропосферы, р - угол места НКА, п-коэффициент преломления радиоволн, - протяженность тропосферного участка трассы радиосигнала. Рефракция в ионосфере также обусловлена неоднородностями и изменением диэлектрической проницаемости с высотой. Задержка сигнала с частотой f может быть аппроксимирована, как
а Ь с а
1 + +
Погрешности в определении параметров НКА и непрогнозируемые смещения НКА относительно экстраполированной орбиты приводят к возникновению эфе-меридных погрешностей.
Источникам дальномерных погрешностей является схема приемоиндикатора. Основным источникам погрешностей являются схемы слежения за задержкой огибающей и несущей сигнала. Огибающей сигнала НКА является двоичная псевдослучайная последовательность (ПСП). Шумовая погрешность некогерентной схемы слежения за задержкой ПСП имеет среднеквадратичное отклонение [2].
Блок датчиков вР8 Блок датчиков полетной информации
и спутниковой информации.
0
Г~Б( Б(БГ
ст = х_---1— +----1 \
\Р/Ко (Р/Ко)2
где х5 -длительность элементарного символа ПСП; В1 _ односторонняя ширина
полосы пропускания тракта промежуточной частоты; Р/АО-отношение мощности сигнала к спектральной плотности шума на входе приемника. Динамическую составляющую погрешности приемоиндикатора можно оценить, как
8 =1.12 х /4р2,
где х -задержка сигнала.
Как было указано выше, наряду, с учетом факторов влияющих на точностные характеристики СНС необходимо также проанализировать погрешности бортовых приборов, в частности высотомеров и указателей скоростей.
Очевидно, что в барометрических высотомерах погрешность измерения высоты будет определяться погрешностью измерения давления. При этом, естественно, остаются методические погрешности, связанные с отклонением параметров атмосферы (давления, температуры) от стандартной, так как шкалы барометрических высотомеров тарируются по параметрам стандартной атмосферы. Барометрическим высотомерам присущи инструментальные ДНи, аэродинамические ДНа и методические погрешности.
Для удобства учета ДНи и ДНа для каждого высотомера определяется суммарная поправка ДН^ = ДНи + ДНа1 которая вводится в таблицу требуемых показаний высотомера для обеспечения полета на заданном эшелоне.
Методические погрешности указателя скорости (УС) происходят из-за того, что градуировка шкал выполняется для плотности и сжимаемости воздуха на уровне моря по стандартной атмосфере: принимается РН=Р0 и Тн= Т0 =288К (где Рн- атмосферное давление на высоте полета Н Тн -абсолютная температура воздуха на высоте Н). С увеличением высоты полета плотность и сжимаемость воздуха изменяются, поэтому одному и тому же измеренному динамическому давлению и следовательно, приборной скорости на разных высотах будут соответствовать различные истинные скорости полета. Только на уровне моря Упр=УиС подъемам на высоту УС будет давать заниженные показатели скорости вследствие уменьшения массовой плотности воздуха р. При выдерживании постоянной приборной скорости полета в процессе набора высоты истинная скорость все время будет увеличиваться. На высоте 12000 м она почти вдвое превысит значение приборной. Погрешность прибора за счет изменения плотности воздуха рассчитывается по формуле [3].
ДУпл = Уи - Упр =72^(,/Тн /Рн Т0/Р0 )
где g-ускорение свободного падения: Т0 и Р0 - устанавливаемые перед полетом температура у земли и давление на уровне отсчета высоты соответственно; Я-газовая постоянная воздуха; д=Ри - Рн - динамическое давление (скоростной напор) определяемое формулой:
V2
я= р Н —
где рн-массовая плотность атмосферы на высоте полета.
Исходя из вышеуказанного анализа навигационных определений СНС и особенностей показаний бортовых приборов, возвращаясь к функциональной схеме блока обработки приборной и спутниковой информации рассмотрим дальнейший процесс преобразования и обработки информации.
Вычисленные значения навигационных параметров в виде сигнала j, j = 1,n с выхода МП1 поступают на вход аналого-цифрового преобразователя АЦП1. Сигнал jI выбранного параметра j преобразуется в соответствующий код Njj. Этот код через мультиплексор вводится в вычислительный блок.
В тракте преобразования приборной информации в микропроцессорное устройство МП2, соединенного с выходом блока датчиков полетной информации (датчики барометрического высотомера, радиовысотомера и указатели скорости) через платы последовательного интерфейса, непрерывно автоматически вводятся статистическое Рн и динамическое q давление на высоте полета, температура воздуха ТТ, а также устанавливается перед полетом температура у земли Т0 и давление Ро на уровне отсчета высоты. Используя эту информацию МП2 по полным аналогическим зависимостям вычисляет и выдает на бортовые указатели параметры Н и V.
Автоматический учет инструментальной , аэродинамической и методических погрешностей позволяет более точному и непрерывному определению высотноскоростных параметров ВС, которые являются определяющими для формирования корректирующих поправок в сигналы спутниковой системы в комплексной системе посадки ВС.
С других выходов МП2 откорректированные значения высотно -скоростных параметров ВС (в качестве таких параметров можно выбрать любое количество параметров, откорректированных вышеуказанном способом) в виде сигнала
X,. i= 1,m поступают на вход аналого-цифрового преобразователя АЦП2. Сигнал X,. выбранного параметра i преобразуется в соответствующий код NXi.. Этот код также через мультиплексор вводится в вычислительный блок, где подвергается анализу с целью решения задачи адаптивной дискретизации. По мере поступления
совокупности кодов Npa, i= 1,m, Njj, j= 1. n в вычислительном блоке осуществляется обработка этих кодов с целью адаптивной дискретизации и корректировки результатов Njj цифровых измерений навигационных параметров с помощью СНС с учетом реальном значений указанных параметров, определяемых с помощью бортовых приборов. Совокупность Nk, k= 1. p скорректированных и уплотненных значений кодов Nj по мере их получения от вычислительного блока вводится в буферное запоминающее устройство. Считываемые с БЗУ данные передаются в пилотажно-навигационной прибор для управления директорными стрелками при посадке ВС. Считываемые с БЗУ данные могут передаваться также в ЭВМ для запоминания, дальнейшей обработки и использования.
Таким образом, предложенный способ и алгоритм повышения точности и достоверности пилотажно-навигационной информации в комплексной системе (совместное использование спутниковой и приборной информации) посадки воздушного судна позволяет осуществить точную и безопасную посадку ВС в чрезвычайных ситуациях, как при нарушении работоспособности наземного оборудования, так и при частичном выходе из строя бортовых измерительных приборов или при измерении параметров полета с чрезвычайно низкой точностью.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Пашаев А.М., Мехтиев А.Ш., Байрамов А.А., Исмаилов И.М., Рустамов А.С.- Комплексная система посадки воздушного судна. Патент на изобретение Азербайджанской республики № 120060015. Регистрирован 15.03.06.
2. Яценков В.С. Основы спутниковой навигации. Системы GPS Navstar и ГЛОНАСС. М.: Горячая линия-телеком .- 2005.
3. Воздушная навигация и аэронавигационное обеспечение полетов. Под.ред. Миронова Н.Ф. М.: Транспорт.- 1992.
