1 РАЗРАБОТАН Обществом с ограниченной ответственностью "ННК Консалтинг"

2 ВНЕСЕН Техническим комитетом по стандартизации ТК 164 "Искусственный интеллект"

3 УТВЕРЖДЕН И ВВЕДЕН В ДЕЙСТВИЕ Приказом Федерального агентства по техническому регулированию и метрологии от 8 ноября 2022 г. N 102-пнст

Развитие методов искусственного интеллекта делает возможным решение задач оценки состояния комплексных систем или подтверждения достоверности решения посредством нейронных сетей с точностью, превышающей классические аналитические и статистические методы. Это способствует применению методов искусственного интеллекта при условии проведения качественных испытаний в сферах, связанных с высоким риском для жизни и здоровья людей, в частности - навигации и гражданской авиации.

В настоящем стандарте:

- определена задача для контроля целостности для приемников спутниковой навигации;

- сформулирован критерий целесообразности применения методов искусственного интеллекта для оценки целостности;

- формализованы требования к данным, необходимым для обучения алгоритма контроля целостности для приемников спутниковой навигации.

Настоящий стандарт распространяется на навигационную аппаратуру потребителей, предназначенную для определения местоположения воздушных судов по сигналам глобальных навигационных спутниковых систем ГЛОНАСС и GPS с использованием методов искусственного интеллекта.

Стандарт устанавливает технические и эксплуатационные требования, методы и требуемые результаты испытаний к навигационной аппаратуре воздушного судна гражданской авиации, реализующей алгоритмы автономного контроля целостности с использованием методов искусственного интеллекта.

В настоящем стандарте применены следующие сокращения:

ГЛОНАСС - глобальная навигационная спутниковая система;

GPS - система глобального позиционирования;

IR - риск потери целостности (Integrity Risk);

PL - защитный уровень (Protection Levels);

TTA - время срабатывания тревоги (Time to Alert);

SBAS - спутниковая система дифференциальной коррекции (Satellite Based Augmentation System);

GBAS - наземная система дифференциальной коррекции (Ground Based Augmentation System);

ABAS - автономная система дифференциальной коррекции (Aircraft Based Augmentations Systems);

RINEX - формат обмена данными для файлов исходных данных спутниковых навигационных приемников (Receiver Independent Exchange Format);

UTC - всемирное координированное время;

HDOP - снижение точности в горизонтальной плоскости;

VDOP - снижение точности в вертикальной плоскости.

Алгоритм контроля целостности должен обеспечивать решение таких задач, как:

- обнаружение отказов спутников или созвездий, в том числе вызванных отказом наземной системы управления;

- исключение данных, поступающих от отказавших навигационных спутников или созвездий из навигационного решения;

- оповещение потребителя о текущей ошибке целостности навигационной системы.

Алгоритм контроля целостности должен обнаруживать и исключать семь режимов отказов:

- единичного отказа спутника ГЛОНАСС;

- единичного отказа спутника GPS;

- комбинации из двух независимых единичных отказов спутников ГЛОНАСС;

- комбинации из единичного отказа спутника ГЛОНАСС и единичного отказа спутника GPS;

- системного отказа ГЛОНАСС;

- комбинации из единичного отказа спутника GPS и системного отказа ГЛОНАСС;

- комбинации из единичного отказа спутника ГЛОНАСС и системного отказа ГЛОНАСС.

Кроме обязательных семи режимов отказов, целесообразно учитывать в алгоритмах контроля целостности:

- комбинацию из двух независимых единичных отказов спутников GPS;

- комбинацию из двух независимых единичных отказов спутников ГЛОНАСС и единичного отказа спутника GPS;

- системный отказ GPS.

Вероятность выдачи ложного сигнала предупреждения (P_fa) определяет характеристики FDE двухсистемного ГЛОНАСС/GPS приемника в части допустимого количества/частоты событий, где приемник будет выдавать сигнал предупреждения о превышении HPL текущей ошибкой местоположения, в то время как реальная текущая ошибка местоположения все еще остается в пределах HPL.

Примечание - Частота возникновение такого события не зависит ни от режимов отказа, ни от текущей геометрии "совмещенного" ГЛОНАСС/GPS созвездия. Наличие ложного предупреждения может быть вызвано ионосферными ошибками или собственными шумами приемника.

Вероятность выдачи ложного сигнала предупреждения (P_fa):

- не более 3,33·10^-7 на заход и

- не более 10^-5 за 1 ч полета.

Вероятность невыдачи сигнала предупреждения (P_ma) должна быть не более 10^-4.

Вероятность неудавшегося исключения (P_fe) должна быть не более 10^-4.

Применение методов искусственного интеллекта является целесообразным в том случае, если данные методы, в сравнении с существующими алгоритмами фильтрационной и мгновенной оценки целостности, применяемыми в гражданской авиации, обеспечивают стабильное снижение как минимум одного из следующих ключевых параметров:

- риск потери целостности;

- защитный уровень;

- время срабатывания тревоги.

Источники дифференциальной коррекции могут быть использованы в качестве признаков для работы методов искусственного интеллекта в алгоритме контроля целостности для приемников спутниковой навигации.

7.1 Спутниковая система дифференциальной коррекции (Satellite Based Augmentation System, SBAS) может являться источником данных о исправности спутников и созвездий, а также дифференциальных поправок для снижения риска потери целостности навигационного решения.

7.2 Наземная система дифференциальной коррекции (Ground Based Augmentation System, GBAS) может являться источником данных о исправности здоровья спутников в области видимости станции, а также дифференциальных поправок для снижения риска потери целостности навигационного решения.

7.3 Автономная система дифференциальной коррекции (Aircraft Based Augmentations Systems, ABAS) может являться источником данных с бортовых навигационных датчиков и средств (высотомер, инерциальная навигационная система, высокоточные часы, компасы, визуальные данные) для снижения риска потери целостности навигационного решения.

8.1 Данные для обучения в алгоритме контроля целостности для приемников спутниковой навигации должны содержать как минимум:

- навигационные сообщения всех спутников, находящихся в зоне прямой видимости;

- текущие необработанные измерения псевдослучайного кода и фазы несущей для всех спутников, находящихся в зоне прямой видимости;

- текущие значения отношения "мощность сигнала на несущей - плотность шума" (C/N0) для всех спутников, находящихся в зоне прямой видимости.

8.2 Для хранения исходных данных рекомендуется использовать формат RINEX (Receiver Independent Exchange Format) не ниже версии 2.11 с поддержкой навигационных сигналов ГЛОНАСС/GPS и систем дифференциальной коррекции.

8.3 Метаданные контрольного набора данных должны содержать как минимум:

- информацию об ожидаемом положении воздушного судна для каждого измерения псевдослучайного кода и фазы несущей для всех спутников, находящихся в зоне прямой видимости;

- информацию об ожидаемой ошибке с указанием идентификатора спутника и временной метки.

8.4 Ошибки, приводящие к потере целостности навигационного решения, должны вноситься в обучающие данные посредством использования имитатора сигналов ГЛОНАСС/GPS или с помощью алгоритмической модификации файлов исходных данных.

8.5 Наборы исходных данных должны разделяться на обучающий, тестовый и демонстрационный с соблюдением критерия независимости.

Данные наблюдений:

Навигационные данные:

Б.1.1 Изменение путевой скорости - от 100 до 1200 км/ч.

Б.1.2 Высота - не более 16800 м.

Б.1.3 Линейное ускорение: горизонтальная составляющая - 0,58 g, вертикальная составляющая - 0,5 g, скорость изменения ускорения - 0,25 g/с.

Б.1.4 Спутники:

- GPS L1, C/A - 8 НКА (IS-GPS-200D, 7 December 2004). Отсутствует селективный доступ для GPS;

- ГЛОНАСС L1, П/Т - 8 НКА ((ИКД ГЛОНАСС редакция 5.1)). Частотный план ГЛОНАСС после 2005 г.

При HDOP не более 1.5 и VDOP не более 3.0.

Б.1.5 Начало сценария в 06:00 по UTC.

Б.1.6 Длительность сценария должна обеспечить число достоверных измерений не менее 4400 с частотой решения 1 Гц.

Б.2.1 Аппаратура расположена в точке с координатами: 3.00000°N, 45.00000°E, высотой над референц-эллипсоидом 150 м.

Б.2.2 Спутниковая группировка GPS заморожена.

Б.2.3 В 23.34.23 UTC в измерения спутников Sat_ID(5), Sat_ID(17) начинает вводиться возрастающая ошибка со скоростью 5 м/с; в 23.39.23 UTC ошибка дальности постоянная (1500 м).

Б.2.4 В 23.39.24 UTC в измерения спутников Sat_ID(5), Sat_ID(17) начинает вводиться убывающая ошибка со скоростью 5 м/с.

Б.2.5 В 23.44.24 UTC нет ошибок.