Способ и система контроля целостности измерений в навигационной системе



Способ и система контроля целостности измерений в навигационной системе
Способ и система контроля целостности измерений в навигационной системе

 


Владельцы патента RU 2464531:

САЖЕМ ДЕФАНС СЕКЮРИТЕ (FR)

Изобретение относится к области навигационных систем. Техническим результатом является усовершенствование контроля целостности, избежание использования ошибочных необработанных измерений, связанных с многолучевым непрямым распространением сигналов. Навигационная система выполнена с возможностью приема сигналов от множества передатчиков (Т15, N), содержащая средства вычисления для каждого передатчика (T1-T5, N) набора необработанных навигационных измерений и средства выработки навигационного решения. Навигационная система содержит средства контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для передатчика (N). Передатчик отмечают как пригодный, если его набор необработанных навигационных измерений считается согласованным для использования при выработке навигационного решения, и передатчик отмечается как непригодный, пока не будет подтверждена согласованность набора необработанных навигационных измерений. Навигационная система выполнена с возможностью осуществления для первоначально пригодного передатчика (T1) предварительного этапа признания непригодности указанного передатчика, чтобы исключить его из выработки навигационного решения и чтобы разрешить его повторное использование для выработки навигационного решения. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области навигационных систем, содержащих приемник спутниковых сигналов позиционирования, например приемник GPS.

В области навигационных систем и, в частности, навигационных систем, использующих значения псевдорасстояний, получаемые от спутниковой системы позиционирования, одной из основных проблем и постоянным источником ошибок позиционирования является управление и детектирование многолучевого непрямого распространения сигналов, связанного с

- отражением сигнала, излучаемого спутником, до достижения приемника;

- отсутствие приема прямого сигнала.

Кроме существенного искажения положения, рассчитанного приемником GPS, такие явления действительно влияют на достоверность положения, рассчитанного приемником GPS, поскольку они не обрабатываются и не учитываются обычно применяемыми механизмами проверки целостности.

На фиг.1 показана принципиальная схема автономного контроля целостности приемника (или RAIM от "Receiver Autonomous Integrity Monitoring"), классически применяемая в приемнике GPS.

Приемник R оборудован антенной А, выполненной с возможностью приема сигналов GPS от множества спутников.

На фиг.1 для простоты показано только пять спутников T1-T5. Однако понятно, что для осуществления контроля RAIM необходимо рассматривать множество n спутников, где n, но меньшей мере, равно 5. На практике в среднем число спутников равно 8.

Приемник R содержит средства 10, предназначенные для вычисления для каждого сигнала GPS, поступающего от спутника T1-T5, отслеживаемого приемником, набора необработанных навигационных измерений (называемых также "raw GPS measurements"). Эти необработанные навигационные измерения обычно включают в себя псевдорасстояния, псевдоскорости, соответствующие показатели эффективности, - например, показатель UERE ("User Equivalent Range Error"), обозначающий погрешность измерения псевдорасстояния приемник-спутник, - а также соответствующее время измерения UTC ("Universal Time Coordinated").

Наборы необработанных навигационных данных направляются на модуль RAIM 20, который контролирует общую согласованность системы спутников, используя все необработанные измерения GPS, действительно полученные от вычислительных средств 10.

Модуль RAIM 20 обычно содержит два подмодуля 21, 22, соединенные последовательно.

Первый подмодуль 21 является детектором скачка, функция которого, как это определено гражданской авиационной нормой DO-229C, состоит в отклонении необработанных данных, для которых появляется скачок, более значительный, чем данное пороговое значение, по отношению к предыдущему дискретному значению.

Измерения, не отклоненные детектором 21 скачка, направляются во второй подмодуль 22, функция которого, как это определено гражданской авиационной нормой DO-229C, состоит в осуществлении детектирования и исключения ошибок. Подмодуль 22 (называемый также FDE от "Fault Detector & Exclusion") проверяет для этого общую согласованность наборов необработанных измерений и детектирует и/или исключает необработанные измерения, которые приводят к несогласованности в системе спутников.

Необработанные измерения, остающиеся в конце процесса RAIM (данные, не исключенные подмодулями 21 и 22), отмечаются как «пригодные». Эти пригодные измерения используются после этого для выработки навигационного решения при помощи чистого навигационного фильтра GPS 30 или при помощи гибридного инерциального/GPS фильтра 40. Навигационное решение обычно содержит навигационные параметры ПСВ: Положение/Скорость/Время.

Таким образом, понятно, что, согласно стандартному автономному контролю целостности RAIM, в расчет принимаются вычисленные необработанные измерения для всех спутников, отслеживаемых приемником. После этого производят детектирование несогласованности системы спутников среди этих необработанных измерений, чтобы, в случае необходимости, исключить необработанные измерения, являющиеся причиной этой несогласованности.

Отсюда следует, что необработанные измерения, содержащие погрешность, но не порождающие несогласованности в системе спутников, не подлежат детектированию и/или исключению системой контроля RAIM. В этом случае такие измерения отмечаются как пригодные и используются для выработки навигационного решения.

Следует также отметить, что задачей контроля RAIM является детектирование и исключение несогласованности и защита вычисленного положения при наличии одного и единственного недостоверного измерения.

Необработанные данные, связанные с многолучевым непрямым распространением, которые, как было указано выше, влияют на достоверность навигационного решения, не обязательно являются причиной несогласованности в системе спутников. В этом случае достоверность навигационного решения не гарантируется.

Ситуация, при которой проявляется многолучевое непрямое распространение, тоже не предусмотрена контролем RAIM. При наличии такой ситуации система контроля RAIM не обеспечит исключения несогласованностей, даже если она сможет их обнаружить. И в этом случае достоверность навигационного решения тоже не гарантируется.

Таким образом, возникает потребность в усовершенствовании контроля целостности, в частности, для ограничения влияния многолучевого непрямого распространения, чтобы избежать использования при выработке навигационного решения ошибочных необработанных измерений, связанных с многолучевым непрямым распространением сигналов (и, в частности, связанных с чисто непрямым многолучевым распространением, при котором навигационная система принимает только отраженный сигнал, но не принимает прямого сигнала).

Настоящее изобретение призвано решить эту проблему, и его первым объектом является способ контроля навигационной системы, выполненной с возможностью приема сигналов от множества передатчиков, с возможностью вычисления для каждого передатчика набора необработанных навигационных измерений и с возможностью выработки навигационного решения на основании множества наборов необработанных навигационных измерений, в котором для передатчика, набор необработанных навигационных измерений которого не используют для выработки навигационного решения, контролируют согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для указанного передатчика, с навигационным решением, при этом, если согласованность подтверждается, набор необработанных навигационных измерений, вычисленных для упомянутого передатчика, используют при выработке навигационного решения.

Этот способ содержит следующие предпочтительные, но не ограничительные отличительные признаки:

- передатчик отмечают как пригодный, если его набор необработанных навигационных данных считается достаточно согласованным для использования при выработке навигационного решения, и передатчик отмечается как непригодный, пока не будет подтверждена согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного передатчика, с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков;

- способ содержит предварительные этапы отслеживания нового передатчика и признания непригодности нового передатчика таким образом, чтобы не использовать набор необработанных навигационных измерений, вычисленный для непригодного передатчика, при выработке навигационного решения до контроля согласованности указанного набора с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков;

- для первоначально пригодного передатчика способ содержит предварительный этап признания непригодности указанного передатчика, чтобы исключить его из выработки навигационного решения и чтобы разрешить его повторное использование для выработки навигационного решения и произвести повторное подтверждение его пригодности только после контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для этого непригодного передатчика, с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков;

- пригодные передатчики циклично признаются непригодными;

- контроль согласованности содержит измерение отклонения между:

- псевдорасстоянием между навигационной системой и непригодным передатчиком, вычисленным для упомянутого непригодного передатчика;

- и псевдорасстоянием между навигационной системой и непригодным передатчиком, оцененным при помощи необработанных навигационных измерений, вычисленных для непригодных передатчиков;

- производят оценку положения навигационной системы при помощи псевдорасстояний, вычисленных для пригодных передатчиков, и производят оценку псевдорасстояния на основании этого оцененного положения и данных астрономической навигационной таблицы, относящихся к указанному непригодному передатчику;

- контроль согласованности содержит измерение отклонения между:

- псевдоскоростью навигационной системы, вычисленной для упомянутого непригодного передатчика;

- и псевдоскоростью навигационной системы, оцененной при помощи необработанных навигационных измерений, произведенных для пригодных передатчиков;

- производят оценку скорости навигационной системы при помощи псевдоскоростей, вычисленных для пригодных передатчиков, и производят оценку псевдоскорости на основании упомянутой оцененной скорости и данных астрономической навигационной таблицы, относящихся к указанному непригодному передатчику;

- осуществляют контроль согласованности псевдорасстояний и контроль согласованности псевдоскоростей;

- согласованность подтверждается, если контроль согласованности прошел успешно несколько раз подряд;

- наборы необработанных навигационных измерений, проходящие контроль согласованности, соответствуют наборам, не отклоненным системой наблюдения за RAIM.

Вторым объектом настоящего изобретения является навигационная система, выполненная с возможностью приема сигналов от множества передатчиков, содержащая средства вычисления набора необработанных навигационных измерений для каждого передатчика и средства выработки навигационного решения на основании множества наборов необработанных навигационных измерений, содержащая также средства контроля, согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для передатчика, набор необработанных навигационных измерений которого не используют для выработки навигационного решения, с навигационным решением, при этом, как только согласованность подтверждается, средства выработки навигационного решения используют набор необработанных навигационных измерений, вычисленный для указанного передатчика.

Другие аспекты, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания предпочтительных вариантов его выполнения, представленных в качестве неограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 (уже описана) - схема навигационной системы, использующей стандартный автономный контроль целостности RAIM.

Фиг.2 - схема навигационной системы согласно возможному варианту выполнения второго объекта изобретения.

В дальнейшем рассматривается пример спутниковой системы позиционирования GPS. Однако понятно, что изобретение не ограничивается этой частной системой, и его можно применять для любого типа спутниковой системы позиционирования типа GNSS (Global Navigation Satellite System), в частности для будущей системы Galileo.

На фиг.2 показана навигационная система S согласно возможному варианту выполнения изобретения. Некоторые компоненты системы S похожи на компоненты системы R, показанной на фиг.1; эти похожие компоненты обозначены одинаковыми позициями на фиг.1 и 2.

Система S содержит антенну А, выполненную с возможностью приема сигналов GPS от спутников T1-T5, N, находящихся на околоземной орбите. Система S содержит также средства 10 вычисления набора необработанных навигационных измерений для каждого из спутников, отслеживаемых системой S. Эти необработанные данные поступают в модуль RAIM 20, который содержит подмодуль 21 детектирования скачка и подмодуль FDE 22 детектирования и исключения ошибок. Данные измерений, получаемые на выходе модуля RAIM, отмечаются как пригодные.

Кроме того, система S содержит средства для выработки навигационного решения (как правило, навигационных параметров ПВС: Положение/Скорость/Время), выполненные в виде чистого навигационного фильтра GPS 30 или гибридного навигационного инерциального/GPS фильтра 40.

Считается, что в момент Т0 выработка навигационного решения происходит при помощи наборов необработанных навигационных измерений, соответствующих спутникам T1-T5. Такой набор необработанных измерений отмечается как пригодный.

В момент Т0 система S отслеживает новый сигнал GPS от спутника N. В этом случае средства 10 вычисляют новый набор необработанных навигационных измерений, соответствующий входящему спутнику N.

Все наборы необработанных навигационных измерений (в том числе новый набор, соответствующий входящему спутнику N) поступают в модуль RAIM 20, в котором осуществляется описанный выше стандартный контроль целостности.

Предположим, что модуль RAIM так или иначе не отклоняет новый набор необработанных навигационных измерений (соответствующий новому спутнику N).

Напомним, что обычно этот набор отмечается модулем RAIM как пригодный и в этом случае используется для выработки навигационного решения.

В рамках настоящего изобретения применяют принцип, согласно которому новому набору необработанных измерений (входящему спутнику N) не доверяют, пока не будет проверена его согласованность с уже имеющимися в наличии наборами необработанных измерений (соответствующими спутникам T1-T5).

В этой связи, даже если модуль RAIM 20 подтвердил достоверность набора необработанных измерений, связанного с входящим спутником N, изобретением предлагается отмечать этот набор как непригодный. Поэтому входящие необработанные измерения, связанные со спутником N, не используются при выработке навигационного решения.

В этом случае согласно изобретению предлагается контролировать согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для спутника N, отмеченного как непригодный, с навигационным решением, выработанным тем или иным из фильтров 30, 40 на основании необработанных измерений, вычисленных для спутников T1-T5, отмеченных как пригодные. Иначе говоря, проверяют согласованность любого измерения, поступающего от вновь отслеживаемого спутника, с навигационным решением, выработанным при помощи старых наборов необработанных измерений (наборы, соответствующие уже отслеженным спутникам T1-T5).

Чтобы осуществлять этот контроль согласованности, система S в соответствии с настоящим изобретением содержит, - между выходом модуля RAIM 20 и входом фильтра 20, 30 выработки навигационного решения, - средства 50 контроля целостности, предназначенные, чтобы контролировать для спутника N, набор необработанных навигационных измерений которого не используют в выработке навигационного решения, согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для указанного передатчика N, с навигационным решением.

Эти средства 50 могут быть также выполнены таким образом, чтобы в случае несогласованности не использовать набор необработанных навигационных измерений, вычисленный для указанного передатчика N, для выработки навигационного решения.

На фиг.2 стрелкой 51 показана передача средствами 50 контроля целостности в направлении чистого фильтра GPS 30 или гибридного инерциального/ GPS фильтра 40 наборов необработанных навигационных измерений, которые прошли последовательно стандартный контроль целостности RAIM (модуль 20) и контроль целостности в соответствии с настоящим изобретением (средства 50).

На фиг.2 стрелкой 31, соответственно 41, показано навигационное решение ПВС, передаваемое от чистого фильтра GPS 30, соответственно от гибридного инерциального/ GPS фильтра 40, на средства 50 контроля целостности. Это навигационное решение, выработанное при помощи необработанных измерений пригодных спутников (в данном случае спутников T1-T5), предназначено для сравнения в средствах 50 контроля целостности с необработанными измерениями спутника N, отмеченного как непригодный.

Согласно изобретению спутник отмечается, таким образом, средствами 50 контроля целостности, как

- пригодный, если считается, что его набор необработанных навигационных измерений может быть использован для выработки навигационного решения;

- непригодный, пока не подтверждается согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного передатчика, с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков.

Спутник отклоняется, и его необработанные измерения не направляются в фильтр 30, 40 выработки навигационного решения, если контроль согласованности выявляет несогласованность измерений, полученных от непригодного спутника, с навигационным решением, выработанным на основании измерений, полученных от пригодных спутников.

Таким образом, согласно варианту выполнения изобретения, когда отслеживается новый спутник N, необработанные измерения, произведенные для этого входящего спутника N, признаются непригодными, и набор необработанных измерений, вычисленный для этого непригодного спутника, не используется для выработки навигационного решения до контроля согласованности указанного набора с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков.

Согласно другому возможному варианту изобретения, взятому в комбинации с предыдущим вариантом, связанным с контролем согласованности необработанных навигационных измерений входящего спутника, рассматривают случай пригодных спутников. Согласно этому другому варианту выполнения осуществляют этап признания непригодности первоначально пригодного спутника (например, спутника T1), чтобы исключить его из выработки навигационного решения (иначе говоря, необработанные измерения спутника T1 не направляются на фильтры 30, 40) и разрешить его повторное использование в выработке навигационного решения и подтвердить его пригодность только после контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленных для признанного непригодным спутника T1, с навигационным решением, выработанным только на основании оставшихся пригодных спутников Т15.

Этот другой вариант выполнения можно применять, разумеется, для всех или части пригодных спутников, чтобы проверить согласованность необработанных навигационных измерений одного пригодного спутника с навигационным решением, выработанным на основании необработанных навигационных измерений других пригодных спутников. В частности, изобретение предусматривает цикличное признание непригодности пригодных спутников, чтобы поочередно проверить согласованность их необработанных навигационных измерений.

Если рассмотреть пример контроля согласованности на входящем спутнике N, контроль согласованности в соответствии с настоящим изобретением может содержать для непригодного спутника N измерение отклонения между измеренным псевдорасстоянием PdN (речь идет об измерении, полученном из набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного спутника N) и псевдорасстоянием P^dN, не зависимым от измеренного псевдорасстояния PdN и оцененным при помощи необработанных навигационных измерений, вычисленных для пригодных спутников T1-T5.

Оцененное псевдорасстояние Р^dN можно вычислить, используя набор псевдорасстояний Pd1-Pd5, измеренных для пригодных спутников T2-T5, чтобы оценить положение навигационной системы. Затем определяют оцененное псевдорасстояние Р^dN на основании указанного оцененного положения навигационной системы данных астрономической навигационной таблицы, касающейся указанного передатчика.

Понятно, что контроль согласованности псевдорасстояний позволяет осуществить тест вероятности по значимости измеренного псевдорасстояния PdN по отношению к положению (оцененному при помощи пригодных необработанных навигационных измерений без использования необработанных измерений передатчика N).

Если рассматривать все тот же пример согласованности для входящего спутника N, контроль согласованности в соответствии с настоящим изобретением может для непригодного спутника N содержать измерение отклонения между измеренной псевдоскоростью PvN (речь идет об измерении, полученном из набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного спутника N) и псевдоскоростью P^νN, не зависимой от измеренной псевдоскорости PvN и оцененной при помощи необработанных навигационных измерений, вычисленных для пригодных спутников T1-T5.

Оцененную псевдоскорость P^νN можно вычислить, используя набор псевдоскоростей Pv1-Pv5, измеренных для пригодных спутников Т25, чтобы оценить скорость навигационной системы, и вычисляя оцененную псевдоскорость P^νN на основании указанного оцененного положения и данных астрономической навигационной таблицы, касающейся указанного передатчика.

Таким образом, контроль согласованности псевдоскоростей позволяет осуществить тест вероятности по значимости измеренной псевдоскорости PvN по отношению к скорости (оцененной при помощи пригодных необработанных навигационных измерений без использования необработанных измерений передатчика N).

Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения последовательно осуществляют вышеуказанный контроль согласованности псевдорасстояний, затем вышеуказанный контроль согласованности псевдоскоростей.

В рамках настоящего изобретения непригодный спутник (например, входящий спутник или пригодный спутник, признанный непригодным), в отношении которого проверили согласованность необработанных навигационных измерений с навигационным решением, выработанным при помощи необработанных навигационных измерений пригодных спутников, не отмечается как пригодный, пока контроль согласованности не пройдет успешно х раз подряд.

Параметр х, являющийся показателем продолжительности контроля, применяемый в средствах 50 контроля целостности и характеризующий последовательное число тестов, которые должны пройти успешно, до того как необработанные измерения непригодного спутника можно будет учитывать при выработке навигационного решения (в этом случае спутник отмечается как пригодный), можно, в частности, применить для установления компромисса между природой явления многолучевого (чистого) непрямого распространения и продолжительностью обработки перед включением необработанных измерений, вычисленных для вновь отслеживаемого спутника.

В случае когда результат контроля согласованности оказывается отрицательным, например когда контроль согласованности не прошел успешно несколько раз подряд, сигнал GPS отслеживаемого непригодного спутника отклоняется и можно запустить новый процесс считывания и отслеживания этого сигнала навигационной системой.

Предшествующий текст описания относился к случаю, когда наборы необработанных навигационных измерений соответствуют наборам, не отклоняемым системой автономного контроля целостности RAIM. Однако изобретение не ограничивается применением в дополнение к контролю целостности RAIM и, разумеется, может применяться самостоятельно или в дополнение к другому типу контроля целостности, чтобы убедиться, что любой новый набор необработанных данных может быть использован для выработки навигационного решения, только если этот новый набор является согласованным с набором уже использованных решений.

Понятно, что способ и система, являющиеся объектами изобретения, позволяют, в частности, избежать включения в вычисление навигационного решения необработанных измерений GPS, полученных в результате чистого многолучевого непрямого распространения сигналов, и, в целом, чтобы избежать включения в вычисление навигационного решения необработанных данных GPS, несогласованных с имеющимися в наличии необработанными измерениями GPS, хотя и не в такой степени несогласованных, чтобы привести к несогласованности системы спутников, детектируемой системой контроля целостности RAIM.

1. Способ контроля навигационной системы (S), выполненной с возможностью приема сигналов от множества передатчиков (Т15, N), с возможностью вычисления для каждого передатчика (T1-T5, N) набора необработанных навигационных измерений и с возможностью выработки навигационного решения на основании множества наборов необработанных навигационных измерений, в котором для передатчика (N), набор необработанных навигационных измерений которого не используют для выработки навигационного решения, контролируют согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для указанного передатчика (N), с навигационным решением, при этом, если согласованность подтверждается, набор необработанных навигационных измерений, вычисленных для указанного передатчика (N), используют при выработке навигационного решения, причем передатчик отмечают как пригодный, если его набор необработанных навигационных измерений считается достаточно согласованным для использования при выработке навигационного решения, и передатчик отмечается как непригодный, пока не будет подтверждена согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного передатчика, с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков, при этом для первоначально пригодного передатчика (T1) выполняют предварительный этап признания непригодности указанного передатчика, чтобы исключить его из выработки навигационного решения и чтобы разрешить его повторное использование для выработки навигационного решения и произвести повторное подтверждение его пригодности только после контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для этого непригодного передатчика (T1), с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков (Т25).

2. Способ по п.1, содержащий предварительные этапы отслеживания нового передатчика (N) и признания непригодности нового передатчика таким образом, чтобы не использовать набор необработанных навигационных измерений, вычисленный для непригодного передатчика, при выработке навигационного решения до контроля согласованности указанного набора с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков (Т15).

3. Способ по п.2, в котором пригодные передатчики циклично признаются непригодными.

4. Способ по п.1, в котором контроль согласованности содержит измерение отклонения между:
псевдорасстоянием (РdN) между навигационной системой и непригодным передатчиком (N), вычисленным для упомянутого непригодного передатчика; и
псевдорасстоянием (Р^dN) между навигационной системой и непригодным передатчиком, оцененным при помощи необработанных навигационных измерений, вычисленных для пригодных передатчиков (T1-T5);

5. Способ по п.4, в котором производят оценку положения навигационной системы при помощи псевдорасстояний (Pd1-Pd5), вычисленных для пригодных передатчиков (T1-T5), и производят оценку псевдорасстояния (Р^dN) на основании этого оцененного положения и данных астрономической навигационной таблицы, относящихся к указанному непригодному передатчику.

6. Способ по п.1, в котором контроль согласованности содержит измерение отклонения между:
псевдоскоростью (РvN) навигационной системы, вычисленной для указанного непригодного передатчика (N); и
псевдоскоростью (P^vN) навигационной системы, оцененной при помощи необработанных навигационных измерений, произведенных для пригодных передатчиков (T1-T5).

7. Способ по п.6, в котором производят оценку скорости навигационной системы при помощи псевдоскоростей (Pv1-Pv5), вычисленных для пригодных передатчиков (T15), и производят оценку псевдоскорости (Р^vN) на основании указанной оцененной скорости и данных астрономической навигационной таблицы, относящихся к указанному непригодному передатчику.

8. Способ по любому из пп.4-7, в котором согласованность подтверждается, если контроль согласованности прошел успешно несколько раз подряд.

9. Способ по п.1, в котором наборы необработанных навигационных измерений, проходящие контроль согласованности, соответствуют наборам, не отклоненным системой автономного контроля целостности RAIM.

10. Навигационная система, выполненная с возможностью приема сигналов от множества передатчиков (T15, N), содержащая средства вычисления для каждого передатчика (T15, N) набора необработанных навигационных измерений и средства (40, 50) выработки навигационного решения (41, 51) на основании множества наборов необработанных навигационных измерений, содержащая средства (50) контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для передатчика (N), набор необработанных навигационных измерений которого не используют для выработки навигационного решения, с навигационным решением, при этом, как только согласованность подтверждается, средства выработки навигационного решения используют набор необработанных навигационных измерений, вычисленный для указанного передатчика (N), причем передатчик отмечают как пригодный, если его набор необработанных навигационных измерений считается достаточно согласованным для использования при выработке навигационного решения, и передатчик отмечается как непригодный, пока не будет подтверждена согласованность набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для непригодного передатчика, с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков, при этом навигационная система выполнена с возможностью осуществления для первоначально пригодного передатчика (T1) предварительного этапа признания непригодности указанного передатчика, чтобы исключить его из выработки навигационного решения и чтобы разрешить его повторное использование для выработки навигационного решения и произвести повторное подтверждение его пригодности только после контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для этого непригодного передатчика (T1), с навигационным решением, выработанным на основании пригодных передатчиков (T2-T5).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА.

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. .

Изобретение относится к глобальным информационным космическим системам мониторинга Земли и околоземного пространства. .

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании спутниковых систем позиционирования объектов на земной поверхности. .

Изобретение относится к информационным спутниковым системам и может быть использовано для создания глобального радионавигационного поля для морских, наземных, воздушных, а также космических потребителей.

Изобретение относится к космической технике и, в частности, к методам и средствам обеспечения привязки времени регистрации наблюдаемых явлений на борту космического аппарата (КА) к местному времени на Земле.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) преимущественно при полетах в сложных метеоусловиях. .

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. .

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в составе бортового оборудования летательных аппаратов для решения задач наведения, прицеливания и применения боевых средств.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов - звезд, галактик, квазаров и тел Солнечной системы, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли. Изобретение включает способ обзора небесной сферы с космического аппарата и космическую систему наблюдения и обнаружения небесных объектов и тел Солнечной системы, реализующую указанный способ. Обзор осуществляется сканированием небесной сферы аппаратурой наблюдения по полным большим кругам или по участкам, образованным частями больших кругов, путем вращения корпуса космического аппарата с задаваемой скоростью. Угловые скорости сканирования постоянны, но различны для разных участков небесной сферы и обеспечивают регистрацию всех небесных объектов с блеском до заданной звездной величины и выявление опасных небесных тел (астероидов и комет) размером 100 м и более, обнаруживаемых на расстоянии от Земли ~150 млн км и более, при времени их сближения с Землей 1 месяц и более. Космическая система включает в себя размещенный на геостационарной или близкой к ней геосинхронной орбите космический аппарат с одним или несколькими телескопами и непрерывной радиосвязью с наземными пунктами, снабженный средствами обеспечения сканирования и бортовым комплексом обработки информации, а также наземные средства управления, приема и обработки информации. Предусмотрена возможность расширения космической системы путем введения в нее дополнительных космических аппаратов и соответствующих наземных пунктов. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах астроориентации и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники. Технический результат - повышение точности. Для этого прибор содержит входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота. Повышение точности угловых измерений достигается за счет увеличения скорости обработки информации при использовании высокоточных высокоинформативных устройств. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют формирование оценок оскулирующих элементов орбиты и углов ориентации КА относительно осей текущей орбитальной системы координат. Эти оценки определяются на основе анализа геоцентрических годографов осей КА, полученных на основе обработки результатов измерений в жестко закрепленном на корпусе КА оптико-электронном приборе координат звезд и их звездных величин. Полученные оценки используются в качестве априорной информации при решении задачи навигации и ориентации на борту КА. При этом восстанавливается возможность функционирования системы автономной навигации и ориентации при аварийном пуске КА, либо при возникновении других нештатных ситуаций, связанных с потерей априорной (опорной) информации. Тем самым повышаются степень автономности и уровень надежности функционирования бортового комплекса управления, повышается степень боевой устойчивости и вероятности выполнения полетного задания. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано при создании систем автоматического управления (САУ) изделиями и объектами ракетно-космической техники (РКТ) и робототехнических комплексов (РТК), работающих в экстремальных внешних условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого cиcтема содержит оптоэлектронное устройство с двумя телескопами и исполнительными органами для управления телескопами, ПЗС матрицами, установленными в фокусе телескопов, и специализированным вычислительным устройством (СБУ) обработки изображений, Обеспечение энергией осуществляет подсистема электропитания (ПЭП). Кроме этого, система содержит аппаратуру спутниковой навигации, бесплатформенную инерциальную навигационную подсистему (БИНПС), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) и подсистему электропитания (ПЭП). Наличие встроенного резервирования во всех компонентах системы с собственными средствами контроля и нейтрализации катастрофических отказов позволяет нейтрализовать катастрофические отказы в компонентах, вызванные временем и действием тяжелых заряженных частиц космического пространства. 29 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах обнаружения воздушных объектов искусственного происхождения, перемещающихся в атмосфере Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют последовательное измерение интенсивности изотропного космического реликтового излучения путем сканирования измерительным приемником небесной сферы, настроенным на частоту изотропного космического реликтового излучения. При этом для регистрации интенсивности электромагнитных волн изотропного космического реликтового излучения используется регистратор, который состоит из узкополосной, узконаправленной антенны, узкополосного селективного приемника, прецизионного позиционера и вычислителя координат перемещающихся воздушных объектов с устройством вывода информации. 1 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды. 7 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня формируется накопитель, состоящий из N регистров для хранения N последних выходных сигналов телеблока, и циклический счетчик, меняющийся от единицы до N на каждом цикле поступления выходного сигнала телеблока. Текущий выходной сигнал телеблока запоминается в регистре накопителя, номер которого определяется значением циклического счетчика. Для повышения точности определения координат визируемой звезды, при наличии градиента фоновой помехи высокого уровня, номер регистра накопителя определяется как текущее значение циклического счетчика и 3/4 числа N регистров накопителя, взятое по модулю N. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды за счет компенсации градиента фоновой помехи. 6 ил.

Изобретение относится к высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, автономный источник питания, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд, навигационный вычислитель, блок градиентометров, жестко связанный с бесплатформенной инерциальной навигационной системой, для возможности синхронного перемещения с летательным аппаратом и параллельно плоскости горизонта. Вычислитель бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнен в виде последовательно соединенных программного модуля вычисления матрицы градиентов, программного модуля счисления скорости, программного модуля счисления координат и программного модуля коррекции. Технический результат - повышение точности параметров астроинерциальной системы путем использования косвенных значений градиента вектора напряженности гравитационного поля Земли. 1 ил.
Наверх