Способ и устройство для обнаружения и исключения множественных отказов спутников системы гнсс

Способ и устройство для обнаружения и исключения множественных отказов спутников системы гнсс

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области носителей, использующих информацию, поступающую от навигационной спутниковой системы, которая использует измерения, передаваемые несколькими группировками спутников.

Более конкретно, изобретение относится к устройству спутникового позиционирования и способу для проверки достоверности информации позиционирования, выдаваемой таким устройством, с возможностью обнаружения и исключения двух одновременно отказавших спутников.

Уровень техники

Носители, такие как воздушные суда или иные суда, оборудуются различными навигационными системами. В число таких систем входит, в частности, гибридное оборудование INS/GNSS (от английских названий «Inertial Navigation System» - инерциальная навигационная система и «Global Navigation Satellite System» - глобальная навигационная спутниковая система, ГНСС).

Центральный инерциальный блок выдает информацию, содержащую малое количество шумов и обладающую высокой точностью на коротких промежутках времени. Однако в течение более длительных промежутков качество позиционирования при помощи центрального инерциального блока падает (более или менее быстро в зависимости от качества используемых датчиков, например, акселерометров или гироскопов, и способов обработки данных в центральном блоке). Данные, получаемые от навигационной спутниковой системы, в свою очередь, крайне мало подвержены ухудшению на длительных промежутках времени, но зачастую могут содержать значительное количество шумов и обладать переменной точностью. Кроме того, данные инерциальных измерений доступны всегда, в то время как информация GNSS может быть недоступна или поступать с помехами и искажениями.

Гибридизация состоит в комбинировании фрагментов информации, поступающих от центрального инерциального блока, и измерений, предоставляемых навигационной спутниковой системой, с целью получения информации о положении и скорости с использованием преимуществ обеих систем. Так, точность измерений, поступающих от приемника GNSS, позволяет устранять отклонения инерциальных данных, а содержащие малое количество шумов инерциальные измерения позволяют отфильтровывать шумы в измерениях приемника GNSS.

Известные модели измерений GNSS не учитывают возможные отказы спутников, которые могут влиять на часы или передаваемые эфемериды, причем такие отказы обычно приводят к возникновению отклонений или дрейфа в измерениях GNSS.

В связи с этим системы для проверки достоверности имеют целью обнаружение таких сбоев и исключение соответствующих спутников с целью повторного формирования навигационного решения, не содержащего невыявленных ошибок.

В гибридных навигационных системах INS/GNSS вероятность отказа двух спутников, принадлежащих к одной и той же группировке, меньше, чем опасность нарушения достоверности. Такое событие может быть отнесено к опасности нарушения достоверности, и системе необходимо иметь лишь средства обнаружения отказа одного из спутников. Тогда спутник, признанный отказавшим, может быть исключен из рассмотрения так, чтобы исключить искажение навигационного состояния отказом спутника.

Рост числа навигационных спутниковых группировок (например, GPS, Galileo, ГЛОНАСС) увеличивает количество спутников, которые могут быть использованы в гибридной навигационной системе INS/GNSS. Однако при этом вероятность одновременного отказа двух спутников перестает быть пренебрежимо малой по сравнению с опасностью нарушения достоверности.

Таким образом, будущие навигационные системы, которые будут предъявлять более высокие требования к достоверности данных, должны будут обладать способностью обнаружения и исключения более чем одного отказа спутников.

В то же время известные технологии проверки достоверности позволяют обнаружить лишь отказ одного спутника. Такие технологии не могут быть расширены на случай двойного отказа без чрезмерной загрузки вычислительных средств.

Статья «A GLR Algorithm to Detect and Exclude up to Two Simultaneous Range Failures in a GPS/Galileo/IRS Case» авторов A. Gerimus и A.C. Escher, ION GNSS 2007, описывает применение способа для обнаружения и исключения множества отказавших спутников на основе алгоритма GLR (Generalized Likehood Ratio, проверка обобщенного отношения правдоподобия) для обнаружения отказа двух спутников. Основные недостатки данного способа состоят в том, что в нем используется лишь один навигационный фильтр, и в том, что процедуру начинают с обнаружения спутника с наиболее серьезной неисправностью до обнаружения второго неисправного спутника, в результате чего возникают существенные ошибки навигационного решения. Кроме того, данный способ не позволяет устранять искажения навигационного решения, вызванные отказом первого спутника, что неизбежно влияет на способность обнаружения системой второго отказавшего спутника.

Раскрытие изобретения

Таким образом, существует потребность в способе, который может быть осуществлен с небольшой нагрузкой на вычислительные средства и обеспечивает возможность эффективного обнаружения и исключения нескольких отказавших спутников, а также корректировки воздействия отказов на навигационное решение.

Для решения поставленной задачи в соответствии с первым аспектом изобретения предлагается способ для проверки достоверности позиционной информации, поступающей от устройства спутникового позиционирования, содержащего набор фильтров Калмана, каждый из которых формирует навигационное решение на основе необработанных измерений сигналов, передаваемых спутниками, отличающийся тем, что включает в себя этапы, на которых для каждого из фильтров набора:

- (i) корректируют навигационное решение, сформированное данным фильтром с учетом оценки влияния отказа спутника на данное навигационное решение;

- (ii) вычисляют перекрестное отклонение, отражающее расхождение между наблюдением, соответствующим необработанному измерению со спутника, не используемого данным фильтром, и апостериорной оценкой указанного наблюдения в соответствии с навигационным решением, сформированным данным фильтром и скорректированным на этапе (i);

- (iii) производят статистическую проверку перекрестного отклонения, по результатам которой констатируют наличие или отсутствие отказа спутника, необработанное измерение которого данный фильтр не использует.

В соответствии с некоторыми предпочтительными, но не накладывающими каких-либо ограничений аспектами осуществления способа по изобретению:

- Этап (i) включает в себя:

- определение для каждого спутника, по меньшей мере, одного отношения правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника отказа определенного типа и гипотезой отсутствия отказа данного спутника;

- сравнение отношения правдоподобия, соответствующего отказу определенного типа, с пороговым значением и, если требуется, констатацию наличия такого отказа определенного типа;

- оценку влияния констатированного отказа на навигационное решение, сформированное данным фильтром;

- корректировку навигационного решения, сформированного данным фильтром, в соответствии с оценкой влияния констатированного отказа.

- Способ включает в себя вычисление для каждого спутника перекрестного отклонения и ковариации перекрестного отклонения, отражающего расхождение между наблюдением, соответствующим необработанному измерению со спутника, и апостериорной оценкой указанного наблюдения, сформированной фильтром Калмана, не использующим необработанное измерение с данного спутника, причем отношение правдоподобия определяют в соответствии с перекрестным отклонением и ковариацией перекрестного отклонения, поступающими от указанного фильтра Калмана, не использующего необработанное измерение со спутника, и на основе оценки влияния отказа определенного типа на указанное перекрестное отклонение.

- Влияние отказа определенного типа на указанное перекрестное отклонение оценивают путем определения на основе данных, поступающих от указанного фильтра Калмана, не использующего необработанное измерение со спутника, динамической матрицы отклонений, а также путем оценки амплитуды отказа данного типа в скользящем окне оценки, соответствующем заданному числу приращений указанного фильтра Калмана, не использующего необработанное измерение со спутника, причем динамическая матрица отклонений отражает связь между амплитудой отказа и расхождением перекрестного отклонения, вызванным данным отказом.

- Влияние отказа на навигационное решение оценивают путем определения на основе данных, поступающих от фильтра Калмана, формирующего навигационное решение, динамической навигационной матрицы и путем оценки амплитуды и ковариации отказа в скользящем окне оценки, соответствующем заданному числу приращений указанного фильтра Калмана, формирующего навигационное решение, причем динамическая навигационная матрица отражает связь между амплитудой неисправности и расхождением указанного навигационного решения, вызванным данным отказом.

- По результатам статистической проверки, производимой на этапе (iii), констатируют наличие отказа спутника, если перекрестное отклонение превышает пороговое значение, соответствующее ( H ⋅ P i ⋅ H т + R i ) ⋅ α , где H - матрица наблюдений фильтра Калмана, P_i - матрица апостериорной оценки ковариации погрешности, R_i - матрица ковариации шумов измерения, а α - коэффициент, значение которого устанавливают в зависимости от вероятности ложного определения.

- Перекрестное отклонение соответствует расхождению между псевдорасстоянием до спутника, поступившим от системы спутникового позиционирования, и апостериорной оценкой такого псевдорасстояния, определенной фильтром Калмана, не использующим псевдорасстояние, поступившее отданного спутника.

- Способ дополнительно может включать в себя этапы, на которых:

- блокируют спутник, для которого констатировано наличие отказа, так, что фильтры набора более не используют необработанные измерения указанного отказавшего спутника,

- исключают блокированный спутник, если по истечении заранее определенного периода после его блокировки статистическая проверка перекрестного отклонения всегда приводит к заключению об отказе указанного спутника, причем ни одна другая проверка перекрестного отклонения не указывает на отказ другого спутника.

- Для каждого из фильтров набора дополнительно производят статистическую проверку априорных отклонений каждого из спутников, используемых данным фильтром, причем в случае констатации наличия отказа нескольких спутников по результатам статистической проверки их перекрестных отклонений блокируют спутник, не используемый фильтром, который имеет наибольшее число априорных отклонений, результаты статистической проверки которых ниже порогового значения, в результате чего фильтры набора более не используют необработанные измерения указанного блокированного спутника.

- Каждый из фильтров набора формирует навигационное решение путем гибридизации инерциальных измерений и необработанных измерений сигналов, передаваемых спутниками.

В соответствии со вторым аспектом изобретения предлагается устройство спутникового позиционирования, содержащее набор фильтров Калмана, каждый из которых формирует навигационное решение на основе необработанных измерений сигналов, передаваемых спутниками, отличающееся тем, что содержит

- модуль адаптации, выполненный с возможностью оценки для каждого из фильтров набора влияния отказа спутника на навигационное решение, формируемое данным фильтром, и корректировки такого навигационного решения в соответствии с указанной оценкой влияния отказа в случае констатации наличия отказа;

- модуль определения отказа спутника, выполненный с возможностью

- вычисления для каждого из фильтров набора перекрестного отклонения, отражающего расхождение между наблюдением, соответствующим необработанному измерению со спутника, не используемого данным фильтром, и апостериорной оценкой указанного наблюдения по навигационному решению, сформированному данным фильтром Калмана и скорректированному модулем адаптации, и

- осуществления статистической проверки перекрестного отклонения для констатации наличия или отсутствия отказа спутника.

Краткое описание чертежей

Другие аспекты, задачи и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания предпочтительных вариантов его осуществления, приведенного в качестве примера, не накладывающего каких-либо ограничений, со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:

- на фиг.1 представлена схема, иллюстрирующая принцип работы изобретения в случае одновременного отказа двух спутников из четырех;

- на фиг.2 представлена схема, иллюстрирующая один из возможных вариантов осуществления устройства по второму аспекту изобретения.

Осуществление изобретения

В рамках настоящего изобретения отказавшим спутником (спутником с отказом) называют спутник, который передает в своих сообщениях ошибочные данные, вызывающие расхождение (постоянное или переменное) между его реальным положением и положением, приведенным в его сообщениях.

В соответствии с известными технологиями для защиты от возможного отказа спутника используют наборы фильтров Калмана. В контексте INS/GNSS такие фильтры осуществляют гибридизацию данных, поступающих от навигационной спутниковой системы, с данными, поступающими от центрального инерциального блока. Один из фильтров набора фильтров, называемый основным фильтром, использует все измерения GNSS, состоящие из псевдоизмерений и информации об их качестве. Остальные фильтры набора фильтров, называемые вторичными, используют лишь часть имеющихся измерений GNSS (как правило, все измерения GNSS за исключением измерений, поступающих от одного из спутников; все вторичные фильтры исключают при этом разные спутники).

В рамках настоящего изобретения такая архитектура в виде набора фильтров обладает следующими преимуществами.

В случае возникновения отказа спутника он не затрагивает тот вторичный фильтр, которые не получает измерения от данного спутника; таким образом, этот вторичный фильтр не подвержен влиянию отказа и не получает связанных с ним искажений.

Кроме того, в случае одновременного возникновения отказа двух спутников, два из вторичных фильтров набора (а именно, фильтры, исключающие измерения, поступающие от одного или другого отказавшего спутника) испытывают воздействие лишь одного отказа спутника.

На фиг.1 представлен набор фильтров Калмана, содержащий основной фильтр ФИЛЬТР 0, который использует измерения от четырех спутников, и четыре вторичных фильтра ФИЛЬТР 1, ФИЛЬТР 2, ФИЛЬТР 3 и ФИЛЬТР 4, каждый из которых исключает измерения от одного из спутников. В предположении о том, что спутники 1 и 4 одновременно отказали, ясно, что каждый из вторичных фильтров ФИЛЬТР 1 и ФИЛЬТР 4 испытывает воздействие лишь одного отказа спутника (соответственно, спутника 4 и спутника 1).

На фиг.2 представлено устройство спутникового позиционирования в соответствии с одним из возможных вариантов осуществления второго аспекта изобретения, предназначенное для установки на носителе, например, на воздушном судне. Устройство 1 использует данные, поступающие от центрального инерциального блока UMI и от нескольких навигационных спутниковых систем GNSS 1, GNNS j, GNSS р, и содержит одну виртуальную платформу 2 и набор 3 фильтров Калмана. Тем не менее, изобретение не ограничено навигационной системой INS/GNSS, но охватывает также и систему, использующую только навигационные системы типа GNSS.

Виртуальная платформа 2 получает приращения инерциальных величин, поступающие от датчиков (гироскопов, акселерометров) центрального инерциального блока UMI. Эти приращения инерциальных величин соответствуют, в частности, угловым приращениям и приращениям скорости. На основе этих приращений виртуальная платформа 2 вычисляет инерциальные навигационные данные (такие как высота, курс, скорость или положение носителя). Такие инерциальные навигационные данные названы в дальнейшем описании термином «инерциальные измерения PPVI».

Эти инерциальные измерения PPVI передаются модулю вычисления априорных псевдорасстояний (не представлен на фиг.1), который также получает данные о положении спутников. На основе, с одной стороны, инерциальных измерений и, с другой стороны, данных о положении спутников модуль вычисления априорных псевдорасстояний вычисляет априорные псевдорасстояния между носителем и различными спутниками, «видимыми» носителем.

Устройство 1 также получает псевдоизмерения расстояний между носителем и различными видимыми спутниками от различных группировок GNSS 1, GNSS j, GNSS р. Затем в соответствии с известными решениями вычисляют расхождения (называемые наблюдениями) между априорными псевдоизмерениями и псевдоизмерениями от каждой из группировок GNSS.

Набор 3 фильтров Калмана осуществляет гибридизацию инерциальных данных, поступающих от центрального инерциального блока UMI, и данных от навигационных спутниковых систем. Помимо выдачи на выход статистических данных по измерениям, фильтры обеспечивают поддержание виртуальной платформы 2 в линейной рабочей области, соответствующей области, моделируемой фильтром Калмана, путем оценки каждого из векторов dX0-dXn состояний (обычно содержащих порядка 30 компонент).

В соответствии с уже известными решениями набор 3 фильтров содержит несколько установленных параллельно фильтров Калмана. Один из этих фильтров называют основным фильтром 8 Калмана: он учитывает все наблюдения (получая для этого все измерения от системы GNSS) и вырабатывает основное гибридное навигационное решение.

Остальные фильтры 9i, 9n называют вторичными фильтрами: каждый из них учитывает лишь часть наблюдений, например, (n-1) наблюдений из n наблюдений, относящихся к n видимым спутникам, так, что i-й вторичный фильтр 9i Калмана получает от системы GNSS измерения всех спутников кроме i-го, причем каждый из вторичных фильтров формирует вторичное гибридное навигационное решение.

Следует отметить, что описанный выше процесс выработки наблюдений не является общим для всех фильтров набора 3, но каждый из фильтров осуществляет его по отдельности. Таким образом, вычисление априорных псевдорасстояний и вычисление вышеописанных наблюдений не являются общими для всех фильтров набора; для каждого из фильтров набора эти вычисления производит устройство 1 гибридизации по изобретению.

Устройство 1 выдает гибридный выходной сигнал Xref («опорное навигационное решение»), соответствующие инерциальным измерениям PPVI, вычисленным виртуальной платформой 2 и скорректированным вычитающим модулем 11 на вектор dC стабилизации, число компонент которого равно числу компонент векторов состояний, оцениваемых фильтрами Калмана.

Следует отметить, что в рамках устройства гибридизации с замкнутым контуром гибридный выходной сигнал Xref возвращают на вход виртуальной платформы 2.

Кроме того, как показано на фиг.1, вектор dC стабилизации может быть подан на вход всех фильтров набора фильтров. В таком случае, фильтры Калмана производят корректировку, вычитая из своей оценки (вектора dX состояния) поправку dC, что обеспечивает их согласованность с виртуальной платформой.

Устройство 1 дополнительно содержит модуль 4 формирования вектора dC стабилизации, два варианта осуществления которого, приведенные в качестве примера и не накладывающие каких-либо ограничений, описаны ниже.

В соответствии с первым из возможных вариантов осуществления поправки, применяемые к инерциальным измерениям, поступают от одного фильтра. Таким образом, все компоненты вектора dC стабилизации равны компонентам вектора состояний, оцененного фильтром Калмана, выбранным из фильтров набора 3. Выбор фильтра производят в модуле 4, например, в соответствии с решением по патентному документу EP 1801539 A путем выявления возможного отказа спутника.

В соответствии со вторым из возможных вариантов осуществления вектор dC стабилизации формируют покомпонентно, причем для каждой из компонент используют все фильтры Калмана. В таком случае, модуль 4 формирования вектора dC стабилизации выполнен с возможностью формирования каждой из компонент dC[état] вектора dC стабилизации в зависимости от всех соответствующих компонент dX0[état]-dXn[état] векторов dX0-dXn коррекции. Формирование каждой из компонент производят, например, в соответствии с решением по патентной заявке WO 2010070012, поданной заявителем по настоящей заявке.

Устройство 1 дополнительно содержит модуль 5 коррекции навигационного состояния, содержащий модуль 52 определения, выполненный с возможностью осуществления следующих этапов:

- определения для каждого спутника, по меньшей мере, одного отношения Ir, Ir′ правдоподобия между гипотезой наличия у спутника отказа определенного типа и гипотезой отсутствия отказа спутника,

- констатации наличия у спутника отказа определенного типа в соответствии с величиной отношения Ir, Ir′ правдоподобия, соответствующего данному отказу, и пороговым значением.

В оптимальном варианте для каждого спутника при каждом приращении фильтра Калмана в скользящем окне накопления определяют, по меньшей мере, одно отношение Ir, Ir′ правдоподобия, и констатируют наличие отказа определенного типа, если сумма отношений Ir, Ir′ правдоподобия, соответствующих такому отказу, в скользящем окне накопления превышает соответствующее пороговое значение.

Отношение правдоподобия отражает вероятность наличия отказа определенного типа, соответствующего данному отношению, у соответствующего спутника. Например, если отношение правдоподобия, соответствующее отказу определенного типа, положительно, вероятность наличия такого отказа у соответствующего спутника более высока. Чем выше отношение правдоподобия, тем больше вероятность наличия у соответствующего спутника отказа, соответствующего данному отношению.

Пороговое значение может быть одинаковым для нескольких спутников и/или для нескольких видов отказа; в альтернативном варианте пороговые значения для всех спутников и всех видов отказа могут быть различными, так что каждое отношение правдоподобия или, в оптимальном варианте, каждую сумму отношений правдоподобия сравнивают с соответствующим индивидуальным пороговым значением.

Размер скользящего окна накопления может быть различным в зависимости от вида отказа; в альтернативном варианте может быть использован единый размер скользящего окна.

Как будет более подробно описано ниже, модуль 5 определения и исключения отказа спутника также выполняет функцию обработки и исключения измерений GNSS для их контроля. Так, в варианте осуществления, представленном на фиг.1, модуль 5 определения и исключения содержит модуль 53 обработки спутниковых сигналов, который принимает измерения GNSS и направляет эти данные на различные фильтры набора 3 в соответствии с текущей ситуацией (отказавших спутников не обнаружено; исключение одного из спутников, признанного отказавшим). Как будет более подробно описано ниже, модуль 5 определения и исключения также может использовать для этой цели результаты проверок перекрестных отклонений, произведенных модулем 7 определения отказа спутника, а также результаты проверок, произведенных модулем 52 определения.

В оптимальном варианте модуль 53 обработки спутниковых сигналов осуществляет предварительный отбор измерений GNSS для дальнейшего использования с целью оптимизации работы системы и ограничения числа рассматриваемых измерений. Действительно, даже если использование всех измерений позволяет получить оптимальную эффективность, отбор n измерений (где число n равно числу вторичных фильтров, каждый из которых использует n-1 измерений GNSS) в разных группировках GPS, Galileo, ГЛОНАСС и т.д. с минимизацией различных критериев точности (например, DOP - Dilution Of Precision, или снижение точности, EHE - Expected Horizontal Error, или ожидаемая погрешность по горизонтали, EVE - Expected Vertical Error, или ожидаемая погрешность по вертикали) позволяет обеспечить на выходе эффективность работы, более высокую, чем при использовании лишь одной группировки, и достаточную для решения поставленной задачи.

Устройство 1 также содержит модуль 6 адаптации, выполненный с возможностью осуществления для каждого из фильтров набора этапов:

- оценки влияния отказа спутника на гибридное навигационное решение, формируемое данным фильтром, и

- корректировки навигационного решения в соответствии с оценкой влияния отказа в случае констатации такого отказа.

Таким образом, функция модуля 6 адаптации состоит в оценке расхождений ΔX, ΔX₁, …, ΔX_n которые отказ производит в гибридных навигационных решениях, сформированных фильтрами Калмана 8, 9i, …, 9n, и в корректировке гибридных навигационных решений, например, при помощи набора вычитающих модулей 10. Однако настоящее изобретение не ограничено архитектурой, представленной на фиг.1, так как в альтернативных вариантах осуществления оценка влияния отказа на гибридные навигационные решения может быть произведена фильтрами Калмана, модулем 52 определения или любыми другими средствами, известными специалистам в данной области.

Следует отметить, что модули 5 и 6 аналогичны модулям, описанным в патентной заявке, поданной во Франции заявителем по настоящей заявке 10 июля 2009 г. под №0954849.

Ниже следует описание способов вычислений, разработанных заявителем и описанных ранее в упомянутой патентной заявке FR 0954849, которые используют для определения отношений правдоподобия и влияния отказа на гибридное навигационное решение. Данные формулы приведены в качестве примера и не накладывают каких-либо ограничений на изобретение.

В оптимальном варианте отношения правдоподобия определяют на основе данных, получаемых от фильтров Калмана и содержащих, в частности, отклонения и ковариации отклонений, а также оценки влияния отказа определенного типа на такие отклонения.

Под отклонением понимают расхождение между априорным наблюдением фильтра Калмана и апостериорной оценкой этого наблюдения, сформированной фильтром.

Таким образом, каждый из фильтров выдает n отклонений, по числу спутников в группировке.

В частности, «перекрестным отклонением» называют отклонение, выдаваемое каждым из вторичных фильтров 9i Калмана и соответствующее расхождению между априорным наблюдением от спутника, данных которого данный вторичный фильтр 9i не получает, и апостериорной оценкой этого наблюдения. Таким образом, набор фильтров Калмана выдает n∙(n+1) отклонений, n из которых представляют собой перекрестные отклонения.

В оптимальном варианте модуль 5 определения и исключения отказа спутника содержит модуль 51 отбора отклонений, выполненный с возможностью отбора отклонений (как перекрестных, так и других) и ковариации отклонений и их передачи модулю 52, вычисляющему отношения правдоподобия.

В оптимальном варианте модуль 51 выполнен с возможностью передачи перекрестных отклонений или классических отклонений в модуль 52 для вычисления отношений правдоподобия. Преимущество использования перекрестных отклонений вместо проверок классических отклонений состоит в том, что фильтр, который позволяет проверить состояние отказавшего спутника, сам не испытывает влияния данного отказа.

А именно, i-й вторичный фильтр 9i Калмана получает от системы GNSS измерения всех спутников кроме i-го и формирует вектор состояний dX_i независимо от i-го спутника, в результате чего возможный отказ i-го спутника не оказывает влияния на данный фильтр 9i.

Перекрестное отклонение спутника соответствует, например, расхождению между псевдорасстоянием до данного спутника, поступившим от системы спутникового позиционирования, и апостериорной оценкой этого псевдорасстояния, выданной фильтром Калмана, который не использует псевдорасстояние, поступившее от этого спутника, что обеспечивает независимость такой оценки от данного спутника. Таким образом, вычисление отношения правдоподобия не будет искажено отказом, в частности, «медленным» отказом данного спутника.

Следует уточнить, что в общем случае понятие перекрестного отклонения может быть использовано в приложении к любому необработанному измерению, например, к измерению псевдоскорости (также называемому допплеровским измерением).

Отношение Ir правдоподобия, соответствующее отказу определенного типа, предпочтительно определяют для некоторого момента t времени для каждого спутника по следующей формуле:

где:

- ε_t - отклонение (классическое или, в оптимальном варианте, перекрестное) фильтра 9i Калмана в момент t,

- S_t - ковариация отклонения в момент t, и

- ρ_t - расхождение, вызванное отказом, в указанном отклонении в момент t.

- Символ ^T обозначает транспонирование матрицы или вектора.

- Величина ρ_t неизвестна, но может быть оценена в скользящем окне оценки.

В предпочтительном варианте параллельно оценивают вызванное отказом расхождение гибридного навигационного решения, формируемого указанным фильтром Калмана; такое расхождение в дальнейшем обозначено символом β_t. Такие оценки могут быть произведены по следующим формулам:

где:

- U_t - оценка амплитуды отказа,

- φ_t - динамическая матрица отклонения, выражающая связь между амплитудой отказа и расхождением, которое данный отказ вызывает в отклонении, и

- µ_t - динамическая навигационная матрица, выражающая связь между амплитудой отказа и расхождением, которое данный отказ вызывает в гибридном навигационном решении.

В оптимальном варианте модуль 52 определения вычисляет обе динамические матрицы для момента t на основе данных, поступающих от указанного фильтра Калмана, предпочтительно рекурсивным образом, т.е. вычисляя φ_t и µ_t для каждого момента t в зависимости от φ_t-1 и µ_t-1.

Указанные данные, поступающие от фильтра Калмана, могут включать коэффициент усиления фильтра Калмана и матрицы перехода и наблюдений.

Оценку амплитуды отказа в оптимальном варианте производят в скользящем окне оценки, соответствующем определенному числу N приращений фильтра Калмана.

В соответствии с оптимальным альтернативным вариантом осуществления оценка может быть произведена путем оценки методом наименьших квадратов в скользящем окне оценки, предпочтительно в соответствии со следующей формулой:

В оптимальном варианте заданное число N приращений фильтра Калмана соответствует длительности, меньшей заранее определенной длительности Т определения. В частности, если δ - период приращения фильтра Калмана, скользящее окно оценки должно удовлетворять условию: N·δ≤T.

Такое скользящее окно оценки в оптимальном варианте равно окну накопления отношений правдоподобия, соответствующих данному отказу.

Использование такого промежутка для выявления неисправности позволяет сократить размеры скользящего окна оценки, тем самым ограничивая нагрузку на вычислительные средства.

В случае констатации отказа спутника оценка расхождений гибридного навигационного решения, сформированного каждым из фильтров 9i Калмана, вычисленных модулем 6 в момент t равна:

где величина β_t вычислена на основе отклонения, использующего априорное наблюдение спутника, признанного отказавшим. Модуль 51 отбора отклонений в оптимальном варианте выполнен так, что в данном случае передает модулю 52 определения и модулю 6 адаптации только такие отклонения. Таким образом, отбор отклонений позволяет оценить влияние выявленного отказа на основе отклонений, используя информацию, поступающую от спутника, признанного отказавшим.

Кроме того, расхождение ковариации P_i ошибки, связанной с гибридным навигационным решением, формируемым фильтром 9i Калмана, оценивают по следующей формуле:

где P ^ t - ковариация отказа U ^ t , вычисленного на момент t.

Модуль 52 определения предпочтительно выполнен с возможностью накопления отношений правдоподобия для каждого спутника и для каждого типа отказа в рамках скользящего окна накопления. Вычитание оценок влияния отказа на гибридные навигационные решения, вырабатываемые фильтрами, производят при помощи набора вычитающих модулей 10.

В соответствии с оптимальным альтернативным вариантом осуществления для каждого из спутников определяют два отношения Ir, Ir′ правдоподобия, где одно отношение Ir соответствует гипотезе о наличии отказа типа смещения, а второе отношение Ir′ - гипотезе о наличии отказа типа наклона.

В частности, динамическая матрица отклонения, определенная для каждого приращения фильтра Калмана, будет различной для отказов типа смещения и типа наклона. Таким образом, отношения Ir и Ir′ правдоподобия для каждого из спутников различны.

Таким образом, изобретение обеспечивает возможность различения отказов типа смещения и типа наклона.

В случае выявления отказа типа смещения этап оценки влияния такого отказа на гибридное навигационное решение в оптимальном варианте осуществляют в скользящем окне оценки, начиная с момента констатации наличия отказа типа смещения. Таким образом, в случае выявления отказа типа смещения скользящее окно оценки оставляют активным в течение заранее определенного промежутка времени, достаточного для оценки характеристик отказа.

В оптимальном варианте оценку характеристик отказа типа смещения производят с учетом момента возникновения отказа, т.е. момента, в который сумма отношений правдоподобия, соответствующих отказу типа смещения, превысила соответствующее пороговое значение. Исключение измерений модулем 53 производят только после этой оценки.

В случае выявления отказа типа наклона оценку влияния отказа на гибридное навигационное решение предпочтительно производят в скользящем окне оценки, предшествующем моменту констатации наличия отказа типа наклона.

В оптимальном варианте, если несколько сумм отношений Ir, Ir′ правдоподобия превышают соответствующие пороговые значения, модуль 52 определения констатирует наличие одного отказа. Этот отказ соответствует наибольшей из сумм отношений правдоподобия из всех отказов, выявленных для всех спутников.

Так, если отказ может быть констатирован для двух спутников, констатируют только наличие наиболее вероятного отказа, а если могут быть констатированы два отказа разных типов, констатируют только наличие наиболее вероятного отказа.

В предположении о наличии одновременных отказов у спутниках 1 и 4 выше было показано, что каждый из вторичных фильтров ФИЛЬТР 1 и ФИЛЬТР 4, исключающих измерения, поступающие со спутников 1 или 4, испытывает влияние лишь одного из отказов спутников. Таким образом, гибридное навигационное решение, формируемое каждым из этих фильтров, корректируют, как было указано выше, на влияние единственного отказа спутника, влияющего на него. В результате для каждого из этих фильтров, испытывающих влияние единственного отказа спутника, получают неискаженное навигационное решение.

Устройство 1 дополнительно содержит модуль 7 определения и исключения отказа спутника, выполненный с возможностью осуществления этапов:

- вычисления для каждого из фильтров набора перекрестного отклонения, отражающего расхождение между наблюдением, соответствующим необработанному измерению со спутника, который данный фильтр не использует, и апостериорной оценкой указанного наблюдения по нави