Способ контроля целостности координатной информации гнсс в целях управления воздушным движением

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением (УВД). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого координаты воздушного судна (ВС), определяемые на борту ВС с использованием спутниковой навигационной системы и передаваемые по цифровому каналу вещательного автоматического зависимого наблюдения (АЗН-В) в систему управления воздушным движением для обработки и отображения диспетчеру УВД, сравниваются с координатами этого же ВС, измеренными с помощью опорного источника координатной информации, например радиолокационной станции (РЛС). При превышении заранее определенного порога в расстоянии между местоположениями ВС, оцененными на основе измерений спутниковой навигационной системы и опорного источника наблюдения, принимается решение о нарушении целостности в контуре обработки и передачи спутниковой навигационной информации, которая автоматически оперативно устраняется с индикатора воздушной обстановки диспетчера, осуществляющего УВД. При этом обеспечиваются заданные вероятности пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением и может применяться для контроля целостности координатной информации глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС), используемой в системе управления воздушным движением (УВД). Под контролем целостности координатной информации ГНСС понимается способность гарантировать своевременное предупреждение системы УВД, с заданными уровнями вероятностей пропуска некачественной информации и ложного предупреждения, о тех моментах времени, когда полученная этой системой информация ГНСС о координатах воздушного судна не должна использоваться при предоставлении услуг УВД. Увеличивающаяся актуальность оперативного контроля целостности информации ГНСС в целях наблюдения и УВД связана с появлением систем автоматического зависимого наблюдения, особенно вещательного типа, и возможностью использования этих систем для передачи информации ГНСС с борта ВС в систему УВД с последующей обработкой и отображением на индикаторе воздушной обстановки.

Уровень техники

Из существующего уровня техники известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля контролируется специальной аппаратурой, входящей в состав наземной подсистемы контроля и управления, - аппаратурой контроля поля [1, с.338]. После обнаружения нарушения в функционировании бортовой аппаратуры некоторого космического аппарата (КА) ГНСС аппаратура контроля обеспечивает формирование признака неисправности этого КА и передачу признака в альманах всех КА ГНСС.

Основным недостатком этого способа является низкая оперативность оповещения потребителей при обнаружении нарушения функционирования КА ГНСС (до 16 часов), что препятствует получению технического результата, который обеспечивается заявляемым изобретением.

Известен способ, при котором контроль целостности осуществляется на низкоорбитальном КА, на котором устанавливается навигационная аппаратура потребителя. При этом в процессе орбитального полета непрерывно осуществляется прием навигационных сообщений видимых КА ГНСС, выполняются навигационные определения, используется часть принятых навигационных сообщений и получаются несколько наборов координат потребителей. Путем обработки избыточной навигационной информации анализируется качество навигационных сигналов всех видимых КА ГНСС. При обнаружении нарушения функционирования некоторого КА ГНСС оперативно формируется и передается признак неисправности, который принимается в бортовых комплексах управления КА ГНСС и вносится в альманах системы (RU 2477835 C1, опубл. 17.10.2011).

Недостатками способа являются:

- оценка качества навигационных сигналов всех видимых КА ГНСС только за счет избыточности навигационной информации;

- необходимость выведения на орбиту низкоорбитального КА с аппаратными средствами, включающими навигационную аппаратуру потребителя;

- отсутствие канала оперативной передачи в систему УВД признака выявленной неисправности функционирования бортовой аппаратуры КА ГНСС, что также препятствует получению технического результата, который обеспечивается заявляемым изобретением.

Наиболее близким к заявленному изобретению является способ-прототип контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля гарантируется наземной контрольно-корректирующей станцией (ККС), имеющей в составе опорные измерительные станции с известными координатами и передающие средства [1, с.355-359]. При этом на опорных измерительных станциях принимаются навигационные сообщения видимых КА ГНСС. На ККС рассчитывают и передают потребителям (воздушным судам) дифференциальные поправки для корректной обработки навигационных сообщений при навигационных определениях, а также передают предупреждающую информацию диспетчеру УВД.

Существенным достоинством способа-прототипа является возможность оперативного выявления КА ГНСС, передающего некорректные навигационные сообщения, которые не должны использоваться для навигационных определений, а также выявление больших погрешностей, вызванных средой распространения спутникового сигнала. Однако способ-прототип имеет и существенные недостатки, которые препятствуют получению технического результата, который обеспечивается заявляемым изобретением:

1. возможность пропуска некорректной координатной информации или прекращение использования в навигационных определениях на борту ВС информации от исправных спутников вследствие того, что ККС и ВС находятся в разных географических точках;

2. потребность в значительном ресурсе на создание и эксплуатацию ККС.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является исключение случаев использования в целях наблюдения и обслуживания воздушного движения некорректной координатной информации спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС/GPS.

Данная задача решается за счет того, что заявленный способ контроля целостности координатной информации, определяемой на борту ВС на основе ГНСС и передаваемой затем в систему управления воздушным движением (УВД) по каналам автоматического зависимого наблюдения вещательного типа (АЗН-В), осуществляется в средствах автоматизации УВД путем сравнения расстояния между оценками положения воздушного судна, полученными от ГНСС по каналам АЗН-В и от независимого опорного источника наблюдения с предварительно выбранным пороговым значением этого расстояния, обеспечивающим заданные значения вероятностей пропуска ошибочной информации и ложного предупреждения, и в случае превышения указанного порога предупреждения диспетчера и устранения информации ГНСС с индикатора воздушной обстановки диспетчера УВД. В качестве опорного источника наблюдения может использоваться, например, радиолокатор.

Принципиальным моментом предлагаемого способа является определение порогового значения расстояния между оценками положения воздушного судна, полученными по данным АЗН-В (ГНСС) и независимого источника наблюдения, выбор которого (порогового значения) обеспечивает заданные уровни вероятностей пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации. Пороговое значение (Dt) определяется решением системы неравенств:

{ P ¯ л . п . | θ | > D t g ( θ ) | ξ | R c U N / θ ( ξ ; θ ) d ξ d θ 0 P ¯ п р | θ | D t g ( θ ) | ξ | > R c U N / θ ( ξ ; θ ) d ξ d θ 0 ,                                          (1)

где:

ξ=ξ(x1,y1) - точка на плоскости отображения координат воздушного судна (x1,y1), получаемых по данным АЗН-В;

θ=θ(sx,sy) - точка на плоскости относительных координат ВС, полученных по данным АЗН-В (ГНСС) и опорного источника наблюдения: sx12; sy=y1-y2;

P ¯ п р = 10 7 ч а с - требуемый уровень вероятности пропуска некачественной навигационной информации;

P ¯ л . п . = 3.33 10 7 - требуемый уровень вероятности ложного предупреждения о появлении некачественной навигационной информации;

g(θ) - плотность распределения наблюдаемого расстояния между оценками положения воздушного судна, полученными по данным АЗН-В (ГНСС) и опорного источника наблюдения, определяемая по результатам анализа наблюдаемых расстояний в районе применения способа;

U N / θ ( ξ ; θ ) - условная плотность распределения погрешности определения местоположения ВС при наблюдении с использованием АЗН-В конкретного значения s, определяемая по теореме Байеса [2, том 2, стр.93];

Rc=1853 метра - радиус удержания.

Существенные признаки, характеризующие изобретение:

1. Реализация заявленного способа в средствах автоматизации УВД, что обеспечивает оперативность перехода на опорный источник наблюдения в случае получения от АЗН-В (ГНСС) некорректной координатной информации.

2. Использование в качестве контрольного средства альтернативного ГНСС опорного источника наблюдения, например РЛС.

3. Проведение навигационных измерений с использованием ГНСС непосредственно на борту ВС, то есть в конкретных условиях полета данного ВС, что выгодно отличает заявленный способ от изобретения-прототипа и повышает достоверность контроля целостности.

4. Выявление любых ошибок в контуре получения и передачи навигационной информации, в том числе, не связанных с функционированием ГНСС.

5. Обеспечение контроля целостности на заданных уровнях вероятностей пропуска навигационных ошибок и ложных предупреждений.

6. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для контроля целостности координат ВС, получаемых на основе информации ГНСС:

- определение порогового значения расстояния между оценками положения воздушного судна, полученными по данным АЗН-В (ГНСС) и независимого источника наблюдения с использованием соотношений (1);

- получение от воздушных судов по каналам АЗН-В координатной информации, определенной на борту ВС по данным ГНСС;

- прогноз в средствах автоматизации УВД, на момент получения последней координатной информации от опорного источника наблюдения, принятых с ВС координат и определение расстояния между оценками местоположения воздушного судна, полученными по данным ГНСС (от системы АЗН-В) и от опорного источника наблюдения;

- сравнение этого расстояния с его пороговым значением, обеспечивающим заданные значения вероятностей пропуска ошибочной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации;

- устранение информации ГНСС с индикатора воздушной обстановки диспетчера УВД в случае превышения указанного порога.

Литература

1. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Под ред. А.И. Петрова, В.Н. Харисова. - М.: Радиотехника, 2005.

2. Введение в теорию вероятностей и ее приложения. В. Феллер. - М.: Мир, 1984.

Способ контроля целостности координатной информации, определяемой на борту ВС на основе ГНСС и передаваемой затем в систему управления воздушным движением (УВД) по каналам автоматического зависимого наблюдения вещательного типа (АЗН-В), осуществляемый в средствах автоматизации УВД путем сравнения расстояния между оценками положения воздушного судна, полученными от ГНСС посредством АЗН-В и от независимого опорного источника наблюдения с предварительно выбранным пороговым значением этого расстояния, обеспечивающим заданные значения вероятностей пропуска ошибочной информации и ложного предупреждения, и в случае превышения указанного порога предупреждения диспетчера и устранения информации ГНСС с индикатора воздушной обстановки диспетчера УВД, в качестве опорного источника наблюдения может использоваться, например, радиолокатор.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС).

Изобретение относится к оптико-электронным приборам астроориентации и может быть использовано в космических системах различного назначения для получения информации об ориентации.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат.

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано в системах контроля передвижения космонавта относительно космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивают измерение, сбор и обработку данных о положении космонавта, включая данные о форме и ориентации космонавта, относительно КА и его подвижных и перемещаемых элементов. При этом определяют параметры относительного положения местоположений излучателей инфракрасных импульсных сигналов при не менее чем одном заданном фиксированном положении подвижных частей космонавта с размещенными на упомянутых подвижных частях по не менее чем одному излучателю инфракрасных импульсных сигналов. Система контроля передвижения космонавта относительно КА дополнительно содержит не менее двух блоков излучателей инфракрасных импульсных сигналов, размещенных на разных подвижных частях космонавта, не менее двух радиоприемных устройств, не менее двух средств сопряжения радиоустройств с блоками излучателей инфракрасных сигналов, не менее четырех блоков позиционно-чувствительных детекторов инфракрасного излучения, размещенных в разнесенных точках, фиксированных в системе координат КА, не менее четырех оптических систем, не менее четырех блоков формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее четырех средств сопряжения радиоустройств с блоками формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее пяти радиоприемо-передающих устройств, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов, средство сопряжения аппаратуры с пятым радиоприемо-передающим устройством, синхронизатор, блок задания параметров расположения детекторов инфракрасного излучения, блок задания параметров оптических систем, блок определения параметров направлений от детекторов инфракрасного излучения на излучатели инфракрасных сигналов, блок определения координат местоположений излучателей инфракрасных сигналов, блок индикации фиксированных положений космонавта, блок определения параметров относительного положения излучателей инфракрасных сигналов при фиксированных положениях космонавта, блок определения параметров положения перемещаемых элементов на КА, блок измерения параметров движения КА, блок измерения параметров положения подвижных элементов конструкции КА, блок прогнозирования параметров положения подвижных элементов конструкции КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано для определения угловых и пространственных координат, а также скоростей и ускорений летательного аппарата. При реализации способа определения кинематических параметров движения летательного аппарата установленные на летательном аппарате устройства сканирования направляют на области, характеризующиеся максимальными значениями производных по углу и по температуре. Далее с помощью указанных сканирующих устройств измеряют спектральные плотности мощности излучения не менее чем в трех направлениях и не менее чем в трех спектральных диапазонах длин волн. На основании полученных значений спектральной плотности мощности излучения вычисляют температуру излучения в данном направлении. Далее, сравнивая полученные значения температуры со значениями температуры на предварительно занесенной в базу данных карте реликтового излучения, определяют параметры движения летательного аппарата. Технический результат изобретения заключается в расширении области применения способа, а также в увеличении точности измерений. 4 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА). Технический результат – повышение точности. Для этого в качестве источников подвижных объектов используют искусственные спутники Земли (ИСЗ). При этом способ включает измерение зенитных углов пеленгуемых ИСЗ, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу, вычисление по измеренному и приведенному углу и координатам ИСЗ координат местоположения подвижного объекта. Предлагаемые способ и устройство позволяют повысить точность определения координат подвижного объекта - ЛА в 1,9-2 раза, а также в 2-2,5 раза уменьшить время пеленгации для достижения требуемой точности (1,85 км). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА) и может быть использовано в бортовых системах слежения за космическими объектами контроля. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Сущность изобретения состоит в автономном, на борту визирующего КА (КА-1), определении фактов изменения орбиты визируемого КА (КА-2) на основе автономного формирования высокоточных оценок параметров орбиты КА-2. Эти оценки определяются путем решения навигационной задачи по разработанному способу слежения, базирующемуся на измерениях координат звезд и их звездных величин в оптико-электронном приборе (ОЭП), помещенном в карданов подвес и визирующем КА-2. Ориентация линии визирования "КА-1-КА-2" относительно системы координат, связанной с корпусом КА-1, рассчитывается в результате измерений характеристик звездного поля, наблюдаемого в ОЭП, жестко закрепленном на корпусе КА-1. Факты изменения орбиты КА-2 устанавливаются путем анализа сумм поправок к орбите КА-2 и сумм невязок измерений, формируемых в процессе решения навигационной задачи по способу слежения. При этом обеспечивается: автономное высокоточное формирование оценок орбиты наблюдаемого КА, автономное определение факта изменения орбиты наблюдаемого КА на основе пассивных измерений, использующих излучения только естественных полей и исключающих активные измерения дальности и радиальной скорости. Тем самым бортовой комплекс управления приобретает новую функцию - слежение за космическими объектами контроля и выявление фактов изменения их орбит. 2 ил., 8 табл.
Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может найти применение при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей навигационного комплекса и повышение живучести, надежности и отказобезопасности работы комплексной навигационной системы. В основу предлагаемого способа положено многократное резервирование каналов информационного обмена, датчиков, вычислителей и средств контроля и реконфигурация архитектуры вычислительных устройств и структуры навигационного комплекса в зависимости от состояния модулей вычислительных устройств и бортовых систем навигации ЛА. Способ предусматривает использование инерциальной навигации, системы воздушных сигналов, спутниковой навигации, радиотехнических систем, оптикоэлектронной системы навигации и астронавигации и других бортовых навигационных систем, а также применение фильтра Калмана. Дополнительно контролируют модули вычислителей, все входящие и выходящие сигналы на предмет адекватности их пороговым и модельным значениям, назначаемым самим комплексом на основе анализа текущих параметров. Осуществляют обработку множества измеренных параметров первичной навигационной информации, полученных от различных бортовых навигационных систем, путем нахождении оптимальной, адаптивной или робастной оценки текущих навигационных параметров ЛА. При этом используют модифицированные оптимальные, адаптивные и робастные алгоритмы обработки навигационной информации в зависимости от уровня ошибок, шумов, достоверности и возникшей проблемной ситуации с поступающей информацией, а также программу логических моделей и (или) нейросетевые алгоритмы для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к способам определения ориентации по координатам наблюдаемых звезд, преимущественно для навигационных целей. В частности, для космической навигации путем определения положения космического аппарата относительно изображений звезд, наблюдаемых на небесной сфере. Способ определения ориентации по изображениям участков звездного неба заключается в том, что предварительно составляют и запоминают бортовой каталог координат звезд, ограничивая выбор звезд звездной величиной, отображаемой используемой системой наблюдения. Затем в процессе определения ориентации формируют изображение участка звездного неба, выбирают наиболее яркую звезду в центральной части поля зрения, выбирают соседние с ней звезды. Далее определяют попарные расстояния на изображении от выбранной центральной звезды до выбранных соседних звезд, а затем сравнивают измеренные на полученном изображении расстояния между звездами с расстояниями, полученными из бортового каталога. При совпадении всех этих расстояний отождествляют выбранную центральную звезду на изображении с соответствующей звездой из каталога и определяют ориентацию, учитывая положение этой звезды на изображении в приборной системе координат. При этом каждую звезду при составлении бортового каталога дополнительно характеризуют значениями расстояний до двух ближайших к ней звезд и расстоянием между самими этими звездами или до трех ближайших к ней звезд и по результатам этих определений формируют трехкоординатное признаковое пространство. В процессе определения ориентации, для выбранной на изображении звезды, по указанным измеренным расстояниям определяют положение этой звезды в признаковом пространстве, а затем по ее каталожным координатам на звездном небе определяют ее положение и находят ориентацию аппарата. Техническим результатом заявленного способа является повышение эффективности работы используемых датчиков звездной ориентации. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого координаты воздушного судна, определяемые на борту ВС с использованием спутниковой навигационной системы и передаваемые по цифровому каналу вещательного автоматического зависимого наблюдения в систему управления воздушным движением для обработки и отображения диспетчеру УВД, сравниваются с координатами этого же ВС, измеренными с помощью опорного источника координатной информации, например радиолокационной станции. При превышении заранее определенного порога в расстоянии между местоположениями ВС, оцененными на основе измерений спутниковой навигационной системы и опорного источника наблюдения, принимается решение о нарушении целостности в контуре обработки и передачи спутниковой навигационной информации, которая автоматически оперативно устраняется с индикатора воздушной обстановки диспетчера, осуществляющего УВД. При этом обеспечиваются заданные вероятности пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации.

Наверх