Устройство и способ контроля целостности в реальном времени спутниковой навигационной системы

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к спутниковым навигационным системам, и может быть использовано для предоставления средства оценки индикации целостности (11) спутниковой навигационной системы. Технический результат заключается в решении проблемы оценки запаса целостности спутниковой навигационной системы для событий выхода из строя очень низкой вероятности, ниже или равной приблизительно 10-7. Для этого, чтобы оценить индикацию целостности (11) системы относительно погрешностей определения местоположения (2), которые должны быть очень низкой вероятности, ниже или равной приблизительно 10-7, реализуют в реальном времени этапы: измерения данных, рассчитанных системой; расчета модели распределения Н погрешностей расчета определения местоположения (2) системы; определения параметров, характеризующих модель распределения (H); моделирования в области вероятностей хвоста распределения H(x) вычислительным средством в зависимости от упомянутых параметров, применяемых в теории экстремальных чисел; сравнения в реальном времени распределения погрешностей определения местоположения с порогом допуска, позволяющим представить индикацию целостности; и передачи в реальном времени индикации целостности (11) системы. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область изобретения относится к спутниковым навигационным системам, а более конкретно к области техники, предоставляющей пользователю средства доверия к информации о коррекции ошибки, поступающей от спутниковой системы.

Под термином “спутниковая навигационная система” подразумевается в настоящем описании любая система, обеспечивающая навигацию в широкой зоне, например, такая, как существующие системы GNSS (“Глобальная навигационная спутниковая система”), носящие название GPS, ГЛОНАСС или создаваемая система GALILEO, а также и все эквивалентные им и построенные на их базе.

Специалистам хорошо известен принцип определения местоположения спутниковых навигационных систем. Так, например, в системе GPS, сигнал радиочастоты, испускаемый спутником, кодируется и время, необходимое этому сигналу для достижения им приемника, местоположение которого необходимо определить, используется для определения расстояния между указанным спутником и этим приемником, предпочтительно называемого псевдо-расстоянием.

Для улучшения существующих спутниковых систем относительно точности, целостности, непрерывности, а также их эксплуатационной готовности, используются так называемые вспомогательные системы. Характеристика целостности имеет особое значение, так как она определяет собой работу систем, от которых зависит безопасность пользователей. Европейская вспомогательная спутниковая система EGNOS улучшает характеристику двух спутниковых систем GPS и GLONASS. Она передает пользователю сообщения целостности, которые позволяют ему оценить насколько он может доверять координатам своего местоположения и в итоге позволяют ему принять соответствующее решение. Система EGNOS передает, в виде стандартных отклонений, корректировки псевдо-расстояний и их уточнения и корректирует:

- погрешности, связанные с прохождением в ионосфере и тропосфере электромагнитных волн;

- погрешности, связанные с спутниками GPS и геостационарными спутниками (медленные корректировки: орбитальные погрешности и часовые погрешности);

- быстро изменяющиеся погрешности, такие как часовые, обусловленные селективным доступом -Selective Availability SA-(быстрые корректировки).

Можно привести в качестве рассчитанных данных по погрешностям в определении псевдо-расстояния данные, именуемые по-английски сокращенно SREW: “Satellite residual Error for the Worst User Location”. Эти данные представляют собой орбитальную и часовую погрешности спутника для наименее благополучного пользователя в зоне обслуживания. Данные, именуемые по-английски сокращенно UDRE ("User Differential Range Error") представляют собой мажорантную оценку данных SREW. Можно привести также ионосферные погрешности, именуемые по-английски сокращенно GIVD “Grid Ionospheric Vertical Delay”. Ионосферный слой был поделен посредством сетки на отдельные участки. Для каждой точки указанной сетки, передается оценка соответствующей ей ионосферной задержки. Пользователь, измерение которого маловероятно определить точно в указанной точке сетки, должен произвести интерполяцию величин, предоставляемых ему для каждой из 4 точек сетки, соседних по отношению к точке, в которой было определено местоположение пользователя. В то же время пользователь не обязательно увидит спутник вертикально, но, скорее всего, это будет наклонный замер.

Продолжают действовать только те источники погрешностей, которые связаны с приемником (часовая погрешность, эксцентриситет, многочисленные маршруты). Пользователь рассчитывает затем свое «вспомогательное» положение то есть, то положение, которое улучшено в результате корректировок псевдо-расстояния. Точность этого положения оценивается путем его сравнения с опорным положением. Корректировки псевдо-расстояния позволяют пользователю рассчитывать в реальном времени точность своего положения, посредством распространения погрешности. В гражданской авиации устанавливают, например, исходя из точности положения, уровни защиты. Эти уровни представляют собой интервалы строгого доверия. Указанные уровни защиты не должны превышать аварийного уровня, предусмотренного для фазы полета. Целостность, эксплуатационная готовность и непрерывность действия навигационной системы оцениваются по погрешности положения, уровням защиты и уровням тревоги.

На фиг. 1 показаны структура спутниковой навигационной системы, содержащей систему GNSS дифференциального позиционирования и вспомогательные системы SBAS (“Satellite Based Augmentation System”) и GBAS (“Ground Based Augmentation System”). Летательные аппараты имеют на борту приемники, связанные со вспомогательными системами.

EGNOS представляет собой систему типа SBAS, содержащую наземную инфраструктуру SBAS G и геостационарные спутники SBAS S. Наземная инфраструктура включает в себя большое число наземных приемных станций, распределенных в широкой географической зоне, которые получают данные от спутников GNSS и определяют псевдо-расстояния, а также центральную станцию 1 контроля и обработки, которая на основании псевдо-расстояний, переданных приемными станциями SBAS G, определяет корректировки и целостность, которые сгруппированы в сигнале SBAS. Геостационарные спутники транслируют этот сигнал от центральной станции к приемникам летательных аппаратов.

Система GBAS содержит наземные радиомаяки, предназначенные для удовлетворения местных потребностей, в том случае, если необходима более высокая точность определения в заданном радиусе действия. Указанные наземные радиомаяки расположены, например, в зонах аэропорта. Система GBAS содержит также приемники, устанавливаемые на борту летательных аппаратов. Система GNSS выдает летательным аппаратам и наземным радиомаякам информацию для расчета псевдо-расстояний. Наземный радиомаяк выдает для каждого спутника GNSS, находящегося в зоне видимости, информацию о корректировке псевдо-расстояний и информацию о целостности дифференциального позиционирования. Радиомаяки GBAS выдают более точные корректировки по сравнению с корректировками центральной станции SBAS. Кроме того, радиомаяки GBAS находятся под контролем службы воздушного контроля, которая может, таким образом, контролировать передачу указанными радиомаяками в соответствии с требующимися целостностью и точностью положения.

Известно большое число способов выявления нарушения целостности спутниковых систем, но, ни один из них не способен предоставить индикацию целостности системы в реальном времени для событий очень низкой вероятности, то есть, вероятности порядка 10-7. В качестве примера можно привести патент US 7,089,452 B2, в котором описана техника оценки целостности спутниковой системы GPS, основанной на применении средства оценки, использующего технику моментов. Современные технологии способны лишь определять, соблюдают или нет спутниковые системы условия сертификации. Они выполняют лишь апостериори контроль уровня целостности системы. Основным недостатком этого типа решения является то, что оператор имеет возможность только дезактивировать систему, как только будет пройден определенный критический порог. Эти технологии не позволяют контролировать эволюцию состояния целостности спутниковой навигационной системы и в итоге предвидеть аварийную ситуацию.

Известно, что спутниковые системы, работающие со вспомогательными системами, способны отвечать техническим требованиям для событий очень низкой вероятности. Эти проверки проводились на стадии разработки с применением трудоемких и монотонных способов. Причем на стадии применения систем было уже невозможно вновь провести эти проверки. При использовании современных технологий для выполнения этих проверок потребуется провести измерения, продолжительность тестирования которых будет стремиться к бесконечности. В самом деле, при выполнении измерений запасов целостности методами классической инферентной статистики, последняя пытается смоделировать поведение случайной переменной в доступной наблюдению области реализаций. Для получения релевантной статистики необходимо получить достаточно декоррелированные данные с тем, чтобы не производить измерение излишней информации. Считаем, что необходимо выполнять дискретизацию с интервалом, равным приблизительно 5 минутам между каждым измерением. А принимая во внимание низкую вероятность событий, которые необходимо обнаружить, это потребует собрать миллиарды образцов на протяжении тысяч лет измерений.

Кроме того, спутниковые системы были сертифицированы на уровне целостности, соответствующем 10-7, для передачи информации в комплекс спутниковой системы и в отдельную систему. Современные технологии не позволяют производить измерение целостности на уровне 10-7 для всего комплекса жизненного цикла спутниковой системы и не учитывают влияние возмущающих факторов, сопутствующих каждому определению местоположения.

Изобретение имеет, таким образом, целью улучшить технологию контроля навигационных систем для индикаций целостности относительно событий очень низкой вероятности с тем, чтобы лучше проводить оценку запаса целостности в соответствии со строгими техническими требованиями и в частности в случае систем, применяющихся в авиационной промышленности.

Более конкретно изобретение относится к вычислительному устройству, предоставляющему средства оценки индикации целостности спутниковой навигационной системы, отличающемуся тем, что оно содержит средства оценки в реальном времени, путем измерения данных, рассчитанных навигационной системой, индикации целостности системы относительно погрешностей определения местоположения очень низкой вероятности, причем указанные средства содержат:

- средство приема данных, рассчитанных системой определения местоположения,

- средство оценки модели распределения погрешностей определения местоположения,

- средство оценки параметров, характеризующих модель распределения,

- вычислительное средство, применяющее теорию экстремальных величин в зависимости от параметров, характеризующих модель распределения, позволяющее смоделировать распределение погрешностей определения местоположения очень низкой вероятности,

-средство оценки в реальном времени индикации целостности для погрешностей определения местоположения очень низкой вероятности,

- средство передачи в реальном времени индикации целостности.

Изобретение дает решение проблемы оценки запаса целостности спутниковой навигационной системы для событий выхода из строя очень низкой вероятности. Изобретение предлагает подход, отличный от решений, основанных на использовании инферентных статистических методов, ввиду того, что с их помощью нельзя выдавать индикацию в реальном времени о событиях низкой вероятности. Под термином «событие низкой вероятности» понимаются погрешности положения, вероятность появления которых должна быть ниже 10-7 для периода, продолжительностью в 150 секунд. Анализ экстремальных событий значительно отличается от классической инферентной статистики уже в силу самой природы изучаемых переменных. В самом деле, последняя пытается предсказать поведение “в хвосте распределения”. Распределение же экстремальных величин происходит, как известно, асимптотически и аппроксимация с помощью асимптотического закона представляется эффективной. Используя распределение элементов в наблюдаемой области, можно смоделировать в реальном времени распределение элементов хвоста, принадлежащих области очень низкой вероятности появления, и квалифицировать таким образом запас целостности. Изобретение предоставляет средство оценки в реальном времени эволюции характеристик спутниковой навигационной системы. Таким образом, имеется возможность предсказать ухудшение характеристик системы и в конечном результате предвосхитить случаи выхода из строя.

Изобретение и другие его преимущества можно будет лучше понять после ознакомления с нижеследующим описанием, не носящем ограничительного характера, приведенным с приложением фигур, среди которых:

На фиг. 1 представлена структура спутниковой навигационной системы со вспомогательной системой. На ней показаны два типа вспомогательных систем предоставляющих индикации целостности спутниковой навигационной системы: космический сегмент типа SBAS, как, например, EGNOS, и наземный сегмент типа GBAS.

На фиг. 2 представлен принцип определения информации о целостности спутниковой навигационной системы, использующей в качестве исходных данных данные псевдо-расстояния.

На фиг. 3 представлено распределение остаточных погрешностей, наблюдаемых в расчетах положения спутниковой навигационной системы. Хвост распределения представляет остаточные погрешности очень низкой вероятности и он смоделирован путем применения теории экстремальных величин к оцениваемой модели распределения.

Изобретение, как это показано на фиг. 1, относится к счетным устройствам, предоставляющим индикации целостности спутниковой навигационной системы. Изобретение предназначено, в частности, для наземной станции расчета типа GBAS спутниковой навигационной системы, снабженной вспомогательной системой, которая в частности применяется в аэропортах, но может применяться и на станциях контроля и обработки вспомогательных систем типа SBAS.

Станция расчета целостности навигационной системы содержит средство измерения остаточной погрешности положения, рассчитанной навигационной системой. Исходные данные для выполнения расчета индикации целостности могут поступать:

- из области положений, использующей погрешности положений, нормализованных радиусом уровней защиты;

- из области псевдо-расстояний, использующей корректировки погрешности, рассчитанные центральной станцией контроля и обработки.

На фиг. 2 схематически представлен принцип определения величины погрешности положения. В качестве примера, не носящего ограничительного характера, станция расчета целостности согласно изобретению содержит приемники радиочастотных сигналов дифференциального позиционирования спутниковой системы, причем указанные приемники определяют расчетное положение станции. Станция расчета содержит также приемник, в который поступает величина корректировок 3 и 4, что позволяет определить, таким образом, величину скорректированного положения станции. Станция расчета содержит также средство хранения, хранящее величину реального положения станции расчета, величину, определенную техническими геодезическими средствами. Вычислитель рассчитывает, таким образом, разницу между реальным и расчетным положением станции. Указанная разница 2 носит название “остатка” и позволяет определить целостность навигационной системы. Пороговая величина целостности 5 определена и вероятность того, что эта пороговая величина целостности 5 окажется ниже остатка 2 должна быть ниже уровня 10-7.

Станция расчета, согласно изобретению, содержит вычислительное средство, позволяющее оценить распределение остатков, измеренных в реальном времени. На основании указанного распределения получают параметры, которые затем используются вычислительным средством для применения теории экстремальных величин. В качестве примера, не носящего ограничительного характера, как это показано на фиг. 3, используется модель распределения в виде гауссового распределения. Изобретение не ограничивается исключительно этим средством оценки и в различных адаптированных способах применения изобретения могут использоваться и другие средства оценки. Специалистам в рассматриваемой области техники известны средства оценки типа Pickands, методика максимума правдоподобия или метод моментов. Параметры, используемые впоследствии для применения теории экстремальных величин, зависят от конкретной используемой модели распределения.

Изобретение относится также к способу, позволяющему оценить индикацию целостности навигационной системы, отличающемуся тем, что в нем используется устройство, согласно изобретению, для выполнения следующих этапов в реальном времени, чтобы оценить индикацию целостности системы относительно погрешностей определения местоположения х, которые должны быть очень низкой вероятности:

- измерение данных x, рассчитанных системой определения местоположения,

- расчет модели распределения H погрешностей расчета определения местоположения x системы,

- определение параметров (a, b, c) , характеризующих модель распределения H, где “a” - параметр, определяющий самую вероятную величину распределения , “b” - параметр, указывающий на разброс экстремальных значений, а “с” - параметр, указывающий на значимость экстремальных значений в распределении,

- моделирование в области вероятностей хвоста распределения H(x) вычислительным средством в зависимости от параметров (a, b, c), применяемых в теории экстремальных величин следующим образом:

H a , b , c ( x ) = { e ( 1 + a x b c ) 1 a е с л и 1 + a x b c > 0, a 0 e e ( x b c ) е с л и a = 0

- сравнение в реальном времени распределения погрешностей определения местоположения с порогом допуска 22 , позволяющего выдавать индикацию целостности,

- передача в реальном времени индикации целостности 11 системы определения местоположения.

Надежность моделирования хвоста распределения зависит от параметров a, b и c. Указанные параметры поступают от средства оценки, определяющего модель распределения исходных данных, где “x” - представляет собой исходные данные и соответствует измерениям погрешности определения местоположения. Параметр “a” представляет собой параметр определения местоположения и он непосредственно связан с самой вероятной величиной закона; он указывает, таким образом, приблизительно где находится центр распределения. Параметр “b” представляет собой - параметр разброса; он указывает разброс экстремальных значений. Параметр “c” носит название показателя разброса. Чем больше этот показатель по своей абсолютной величине, тем выше значимость экстремальных значений в первоначальном распределении. Указанный параметр представляет собой основной индикатор поведения хвоста распределения, и когда:

-c>0: область соответствует распределению Фреше, то есть распределению неограниченных значений x и затуханию типа полиномиального;

- c=0: область соответствует распределению Гамбела, то есть, распределению x , представляющему затухание типа по экспоненте в хвосте распределения;

- c<0: область соответствует распределению Вейбулла, то есть, распределению ограниченных значений x.

Согласно первому способу реализации изобретения измеряют погрешности положения по отношению к опорному положению для того, чтобы рассчитать модель распределения погрешностей расчета определения местоположения системы.

Согласно второму способу реализации изобретения, измеряют погрешности псевдо-расстояний по отношению к реальному расстоянию для того, чтобы рассчитать модель распределения погрешностей расчета определения местоположения системы.

Исходные данные для расчета индикации целостности могут поступать из любой навигационной системы, а также из любой связанной с ней вспомогательной системы. Изобретение позволяет выдавать в реальном времени индикацию целостности для событий очень низкой вероятности, базирующуюся на данных, переданных в реальном времени, и не базирующуюся на данных, полученных в результате анализов системы в какой-то момент времени и в конкретных условиях. Информация о целостности для вероятности 10-7 также не базируется на данных, определенных в период разработки системы для какой-то конкретной структуры. Преимуществом изобретения является то, что оно выдает индикацию целостности независимо от рассматриваемой спутниковой навигационной системы.

Преимуществом изобретения является то, что средство приема станции расчета индикации целостности измеряет в реальном времени данные, рассчитанные навигационной системой таким образом, что образцы оказываются достаточно декоррелированными для того, измерять отчетливые данные. В самом деле, необходимо, чтобы частота дискретизации данных была достаточно распределена во времени с тем, чтобы совокупность дискретов была репрезентативной. Методы классической инферентной статистики не позволяют измерять остатки очень низкой вероятности, которые мы как раз и стремимся обнаружить и это по причине их очень низкой вероятности появления.

Преимуществом изобретения является то, что моделируют в реальном времени запас между расчетной остаточной погрешностью и допустимой остаточной погрешностью при очень низкой вероятности появления, то есть вероятности, равной приблизительно 10-7. Как это показано на фиг. 3, номером 21 обозначена на оси абсцисс остаточная погрешность, оцениваемая с вероятностью 10-7. Цифрой 22 обозначена порог допуска целостности. Для применений в авиации, необходимо, чтобы вероятность того, что “22 ниже x” то есть “P(22<x)<10-7”, была ниже 10-7. Заштрихованная зона представляет собой “P(21<x)” и меньше 10-7 и из этого, таким образом, следует, что “P(22<x)<10-7”. При уровне целостности системы, соответствующем 10-7, соблюдается порог допуска 22 и промежуток 11 между 21 и 22 представляет собой запас целостности. Современные технологии не позволяют предоставлять в реальном времени для событий очень низкой вероятности указанную индикацию целостности. Их возможности ограничиваются только апостериорной индикацией превышении порога. Индикация запаса целостности, согласно изобретению, может оказаться полезной в применениях в авиации, и в частности, при оценке степени доверия в навигационной системе на этапах захода на посадку, когда погрешность становится критичной. Изобретение особенно предназначена для использования в наземных станциях типа GBAS, установленных в зонах аэропортов, но оно может найти свое применение вообще в любой системе расчета целостности спутниковой навигационной системы.

Согласно другому способу представления индикации целостности, моделируют в реальном времени остаточную погрешность 22 расчета позиционирования системы с очень низкой вероятностью появления, то есть порядка 10-7 и передают в реальном времени величину остаточной погрешности. Индикация целостности может представляться в виде абсолютной величины остатка для событий очень низкой вероятности. Как это показано на фиг. 3, цифрой 21 обозначается остаточная погрешность на уровне 10-7, а цифрой 22 - порог допуска. 21 меньше 22, таким образом, система демонстрирует целостность.

Изобретение предназначается в частности для наземной станции расчета типа GBAS спутниковой навигационной системы, снабженной вспомогательной системой, реализующей способ согласно изобретению.

1. Способ оценки индикации целостности спутниковой навигационной системы, предоставляющий средства оценки индикации целостности спутниковой навигационной системы, отличающийся тем, что он реализует следующие этапы в реальном времени, чтобы оценить индикацию целостности (11) системы относительно погрешностей определения местоположения (2), которые должны быть очень низкой вероятности, ниже или равной приблизительно 10-7:
измерение данных, рассчитанных системой,
расчет модели распределения Н погрешностей расчета определения местоположения (2) системы,
определение параметров (a, b, c), характеризующих модель распределения (H), где "a" - параметр, определяющий самую вероятную величину распределения, "b" - параметр, указывающий на разброс экстремальных значений, а "c" - параметр, указывающий на значимость экстремальных значений в распределении,
моделирование в области вероятностей хвоста распределения H(x) вычислительным средством в зависимости от параметров (a, b, c), применяемых в теории экстремальных чисел следующим образом:
H a , b , c ( x ) = { e ( 1 + a x b c ) 1 a , е с л и 1 + a x b c > 0, a 0 e e ( x b c ) , е с л и a = 0
сравнение в реальном времени распределения погрешностей определения местоположения с порогом допуска, позволяющим представить индикацию целостности,
передача в реальном времени индикации целостности (11) системы.

2. Способ согласно п.1, отличающийся тем, что измеряют погрешности положения относительно опорного положения для расчета модели распределения погрешностей расчета определения местоположения системы.

3. Способ согласно п.1, отличающийся тем, что измеряют погрешности псевдо-расстояний относительно реального расстояния для расчета модели распределения погрешностей расчета определения местоположения системы.

4. Способ согласно п.2, отличающийся тем, что измеряют в реальном времени данные, рассчитанные навигационной системой таким образом, что дискреты оказываются достаточно декоррелированными для того, чтобы измерить остатки очень низкой вероятности, ниже или равной приблизительно 10-7.

5. Способ согласно п.1, отличающийся тем, что моделируют в реальном времени запас (11) между расчетной остаточной погрешностью (21) и остаточной допустимой погрешностью (22) с очень низкой вероятностью, ниже или равной приблизительно 10-7, появления.

6. Способ согласно п.1, отличающийся тем, что моделируют в реальном времени остаточную погрешность (21) расчета позиционирования системы с очень низкой вероятностью, ниже или равной приблизительно 10-7, появления.

7. Наземная станция расчета спутниковой навигационной системы, отличающаяся тем, что она реализует способ согласно п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к определению местоположения, и может быть использовано для определения опорного местоположения базовой станции в дифференциальной глобальной навигационной спутниковой системе (ГНСС).

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к области спутниковых навигационных систем, и может быть использовано в сети для расчета и выдачи ионосферных коррекций пользователям.

Изобретение относится к области систем мониторинга смещения инженерных сооружений и может быть использовано для ведения непрерывного контроля смещений и колебаний элементов конструкций мостов, плотин, башен и других инженерных сооружений с целью ранней диагностики целостности сооружения, а также оперативного обнаружения потери устойчивости сооружения.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к спутниковой навигации с помощью системы ГЛОНАСС, и может быть использовано для позиционирования приемника.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к позиционированию с использованием сигналов от региональных спутниковых систем, и может быть использовано в навигационном приемнике.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться для определения местоположения подвижных объектов. .

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к системе и способу для разрешения неоднозначностей, ассоциированных с сигналами, принимаемыми от космических аппаратов (SV) в спутниковой навигационной системе, и может быть использовано для определения местоположения на основе сигналов, принимаемых от геолокационных спутников.

Изобретение относится к области радионавигации и может быть использовано в системах определения местоположения и слежения за траекторией перемещающихся в надземном пространстве объектов по сигналам глобальных навигационных спутниковых систем.
Изобретение относится к области радиотехники, а именно к навигации воздушных судов (ВС), и может быть использовано для содействия указанным ВС, а также другим движущимся объектам, таким как морские суда и т.п.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к способу обработки радионавигационных сигналов от спутников, передающих радионавигационные сигналы на двух различных частотах, и может быть использовано для определения местоположения и навигации с помощью спутника.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к радионавигации, и может быть использовано в спутниковой радионавигационной системе. Технический результат заключается в обеспечении защиты пользователя радионавигационного приемника от аберрантных измерений псевдорасстояний. Для этого погрешность измерения детектируют при помощи статистического метода оценки на основании вычисления остатков измерений, что позволяет, в частности, автономно от любого наземного сегмента (то есть с использованием функции RAIM) повысить эффективность имеющегося в наличии приемника (называемого «первичным») без функции контроля целостности, детектировать возможные погрешности, искажающие входные измерения вычисления положения, за счет использования робастного статистического алгоритма оценки, то есть алгоритма, не подверженного влиянию погрешностей измерений, и с применением динамического критерия, и вычислять робастную коррекцию для положения, выдаваемого первичным приемником, с исключением любой такой детектируемой погрешности. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к определению местоположения, и может быть использовано в глобальной системе определения местоположения. Технический результат заключается в обеспечении информации о местоположении без ухудшения точности даже в местоположении, где невозможно принимать радиоволны от спутника, который излучает сигналы для определения местоположения, и в снижении времени, требуемого для получения информации о местоположении. Для этого передатчик (200-1) внутренней установки приспособлен для обеспечения информации о местоположении путем использования второго сигнала определения местоположения, совместимого с первым сигналом определения местоположения, который является сигналом расширенного спектра от каждого из множества спутников. Передатчик (200-1) внутренней установки содержит память EEPROM (243), которая хранит данные местоположения для идентификации его местоположения установки, FPGA (245), действующую для генерации второго сигнала, включающего в себя данные местоположения, в виде сигнала расширенного спектра, и передающий блок (251-258), действующий для передачи сигнала расширенного спектра. Второй сигнал определения местоположения генерируется для повторения того же самого содержания в цикле, более коротком, чем у первого сигнала определения местоположения. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 26 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к оценке положения космического аппарата (6), и может быть использовано, в частности, для оценки положения спутника, вращающегося вокруг Земли. Технический результат заключается в обеспечении отсутствия необходимости отправки шаблона опорного сигнала, излучения космическим аппаратом какой-либо последовательности запуска и необходимости адаптации космического аппарата и, таким образом, в улучшении оценки положения космического аппарата. Для этого система включает в себя принимающие станции (4) для приема сигналов, переданных от космического аппарата (6), и обрабатывающую станцию (2) для приема данных от принимающих станций (4), где каждая принимающая станция (4) записывает во время окна (8) записи сигналы, переданные от космического аппарата (6), и передает в обрабатывающую станцию (2) данные, представляющие упомянутые записанные, причем окна (8) записи, ассоциированные с каждой из принимающих станций (4), сдвинуты и/или имеют различный размер по отношению друг к другу. Обрабатывающая станция (2) коррелирует записанные сигналы для оценки разности расстояний между космическим аппаратом (6) и каждой из множества принимающих станций и для оценки положения космического аппарата (6). 5 н. и 17 з. п. ф-лы, 10 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к коррекции предсказаний значений изменяющихся во времени сигналов, и может быть использовано для приема навигационных сообщений, посылаемых глобальными навигационными спутниковыми системами. Технический результат заключается в обеспечении возможности коррекции предсказания значений изменяющихся во времени сигналов, возмущаемых различными неконтролируемыми систематическими явлениями без ограничений существующих решений. Для этого способ содержит следующие этапы коррекции предсказаний параметра, включенного в принимаемый и изменяющийся во времени сигнал: оценка ошибки предсказания на основании первого набора значений, оцениваемых в течение определенного промежутка времени, сравнивая эти значения со значениями, ранее предсказанными для этого же определенного промежутка времени, анализ предсказанных временных рядов ошибок предсказания при помощи способа обработки сигнала и выделение долей систематических влияний, экстраполяция поведения долей систематических влияний в течение рассматриваемого промежутка времени и коррекция предсказаний при помощи экстраполированных таким образом значений. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к позиционированию летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что устройство (10) трехмерного позиционирования с базовой станцией (12) вторичного радара, которая предназначена для измерения дальности до ретрансляторов (14) и имеет по меньшей мере одну радарную антенну (16), содержит GNSS-приемник (18), который предназначен для измерения GNSS-сигналов, и имеет GNSS-приемную антенну (20), инерциальный измерительный блок (22), который предназначен для определения положения GNSS-приемной антенны, а также по меньшей мере одну радарную антенну в общей системе координат относительно нулевой точки, и интегрирующий процессор (24, 30, 31), в который подводятся измерения псевдодальности GNSS-приемника, радарные измерения дальности, и измеренные инерциальным измерительным блоком (22) перемещения устройства относительно осей общей системы координат, и который определяет трехмерную позицию общей опорной точки путем объединения подведенных измерений и данных, при этом с учетом измеренных перемещений производится компенсация плеча. Достигаемый технический результат - повышение точности позиционирования. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к навигации летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, включая посадку на взлетно-посадочную полосу (ВПП). Технический результат заключается в повышении надежности и точности определения координат ЛА. Для этого комплексный способ навигации объединяет спутниковый и радиотехнический дальномерный способы навигации на основе наземных радиомаяков (НРМ), при этом прием сигналов спутников проводят как на борту ЛА, так и на ряде наземных НРМ, в том числе на НРМ у ВПП. На НРМ непрерывно уточняют базовые координаты, определяют дифференциальные поправки (ДП) к координатам и ДП к псевдодальностям, формируют пакет корректирующей информации (КИ) с упомянутыми ДП, погрешностями их определения, вычисленными данными тропосферной рефракции и уточненными базовыми координатами НРМ. По запросу с ЛА НРМ излучает по дальномерному каналу сигнал с КИ, включающей ДП только в виде ДП к координатам. На ЛА вычисляют навигационные параметры с учетом КИ, производят комплексную обработку данных и непрерывную сравнительную оценку погрешностей. При достижении зоны аэродрома и посадке, в случае меньшего значения погрешности по спутниковому способу, режим формирования последовательности запросных дальномерных сигналов ряда НРМ переводят в режим запроса только одного НРМ, расположенного у ВПП, при этом на ЛА в составе КИ передают ДП только в виде ДП к псевдодальностям. По откорректированным псевдодальностям вычисляют уточненные координаты ЛА. 8 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 прил.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности. Способ реализован при помощи устройства гибридизации, содержащего банк фильтров Калмана, каждый из которых формирует гибридное навигационное решение на основе инерциальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой, и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), и включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника неисправности определенного типа на основе отношения правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на каждое из гибридных навигационных решений, и корректируют гибридные навигационные решения в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования. Техническим результатом является получение более качественных данных положения с точки зрения безопасного радиуса и доступности, непрерывность контроля достоверности предоставляемых данных. Упомянутый технический результат достигается тем, что определяют: поддерживаемое положение в данный момент, поддерживаемый безопасный радиус, связанный с поддерживаемым положением, наилучшее положение на данный момент, при этом наилучшим положение является: когда данные, поступающие от устройства промежуточного позиционирования, доступны, - положением, связанным с наилучшим безопасным радиусом, при этом наилучший безопасный радиус выбирают посредством сравнения, в зависимости от заранее определенного критерия выбора, промежуточного безопасного радиуса с поддерживаемым безопасным радиусом, и когда данные, поступающие от устройства промежуточного позиционирования, недоступны, - поддерживаемым положением. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к технике радиоэлектронного подавления и может быть использовано в средствах радиоэлектронной борьбы для активного подавления навигационных приемников высокоточного оружия (ВТО) и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Достигаемый технический результат - возможность постановки активных помех в основной диаграмме направленности антенных систем навигационных приемников ВТО и БПЛА. Указанный результат достигается за счет того, что в способе радиомаскировки стационарных объектов, регистрирующем информационные сигналы от спутниковых навигационных систем, распределенных в пространстве, помеховые сигналы формируют в главном лепестке диаграммы направленности навигационного приемника с помощью средств постановки помех, ориентированных в пространстве в верхней полусфере и выведенных на высоту H=tg(α)·D, где α - угол между краем главного лепестка диаграммы направленности и горизонтом; D - расстояние от отдельного конкретного средства постановки помех до навигационного приемника, при этом помеховый сигнал модулируют по линейно-частотному закону в полосе частот, равной диапазону изменения допплеровских частот регистрируемого сигнала. 1 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к области навигационных измерений, и может быть использовано в наземном комплексе управления орбитальной группировкой навигационных космических аппаратов (НКА). Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей и повышении помехоустойчивости, надежности дуплексной радиосвязи между наземным пунктом контроля и спутником навигационной системы ГЛОНАСС и точности измерения радиальной скорости и местоположения указанного спутника. Для этого наземный пункт контроля содержит задающий генератор 1, регистр 2 сдвига, фазовый манипулятор 3, гетеродины 4, 11 и 33, смесители 5, 12, 17, 34, 43 и 44, усилитель 6 первой промежуточной частоты, усилители 7, 10, 41 и 42 мощности, дуплексер 8, приёмопередающую антенну 9, усилители 13, 35, 45 и 46 третьей промежуточной частоты, удвоитель 14 фазы, делитель 15 фазы на два, узкополосные фильтры 16 и 18, измеритель 19 частоты Доплера, корреляторы 20, 36, 47 и 48, перемножители 21, 49 и 50, фильтры 22, 51 и 52 нижних частот, экстремальные регуляторы 23, 53 и 54, блоки 24, 55 и 56 регулируемой задержки, индикатор 26 дальности, ключ 38, приемные антенны 39 и 40, а спутник содержит приемопередающую антенну 26, дуплексер 27, усилители 28 и 32 мощности, гетеродины 29 и 59, смесители 30 и 60, усилитель 31 второй промежуточной частоты, усилитель 61 третьей промежуточной частоты, коррелятор 62, пороговый блок 63 и ключ 64. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх