Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения



Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения
Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения
Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения
Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения
Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения
Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения

Владельцы патента RU 2667494:

АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО ИНСТИТУТ АВИАЦИОННОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ "НАВИГАТОР" (АО "НАВИГАТОР") (RU)

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА), предназначено для обеспечения безопасности полетов ЛА путем использования системы автоматического зависимого наблюдения (АЗН) на борту ЛА. Достигаемый технический результат - повышение помехоустойчивости системы АЗН на основе повышения достоверности ее данных. Повышение достоверности данных АЗН достигается тем, что предусматривается совместное использование системы АЗН и спутниковой навигационной системы (СНС), прием сигналов СНС и определение координат и вектора скорости своего ЛА, прием сигналов АЗН и определение координат соседних ЛА, вычисление дальностей соседних ЛА по определенным координатам, формирование временной шкалы и измерение дальностей соседних ЛА по времени задержки сигналов АЗН, сравнение разности упомянутых вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом, в случае превышения упомянутой разностью заданного порога проводят формирование сигнала недостоверности данных АЗН и отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки, при этом в соответствии с упомянутой временной шкалой формируют сигналы АЗН и проводят их излучение, далее выявляют опасные траектории соседних ЛА, формируют сигнал модуляции и выполняют этим сигналом модуляцию координат своего ЛА, ведут обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях, а при обнаружении такой модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН и отображают дополнительный сигнал недостоверности на индикаторе воздушной обстановки. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) и предназначено для управления воздушным движением и обеспечения безопасности полетов ЛА путем использования сигналов автоматического зависимого наблюдения (АЗН) на борту ЛА.

Традиционно задача управления воздушным движением решается с помощью радаров, установленных на диспетчерских пунктах [1]. Воздушная обстановка, наблюдаемая с помощью радаров, используется для целей управления воздушным движением. Недостатками традиционного способа решения задачи являются низкий темп обновления навигационных данных (4-12 сек), низкая точность определения координат ЛА (сотни метров и более), высокая стоимость наземного оборудования и его недоступность в удаленных районах.

В настоящее время известно другое решение задачи - АЗН в режиме радиовещания (ADS-B - Automatic Dependent Surveillance - Broadcast) [2]. ADS-B - это технология, внедряемая в настоящее время по всему миру и позволяющая на борту ЛА, а также на наземном диспетчерском пункте, видеть движение ЛА на экране индикатора воздушной обстановки без использования традиционных радаров. Преимуществами данного способа решения задачи являются высокий темп обновления навигационных данных (1 сек), высокая точность определения координат ЛА (около 1 метра), меньшая стоимость, а также доступность в удаленных районах.

Существенный недостаток АЗН заключается в низкой помехоустойчивости и отсутствии защиты от специально организованных помех (например, от ложных целей). В случае применения радара, благодаря большой мощности, а также пространственной и временной селекции сигналов, постановка специально организованных помех существенно затруднена. В системе АЗН передача умышленно недостоверных данных может быть выполнена с помощью несложного оборудования, в результате чего на экране индикатора воздушной обстановки появятся ложные отметки от несуществующих ЛА [3]. Можно предполагать, что со временем будут внедрены криптографические методы защиты системы ADS-B, однако в современной аппаратуре они не используются [4].

В настоящее время предложен ряд способов защиты системы АЗН от помех.

Известны варианты защиты АЗН от специально организованных помех, использующие наземные многопозиционные системы наблюдения (системы мультилатерации) для определения местоположения источника радиоизлучения [5-7]. Такие варианты нуждаются в разветвленной сети наземных станций или группировке спутников, так как для определения координат этим способом требуется принимать не менее четырех сигналов. Подобный способ можно использовать в сети связанных между собой наземных станций, но затруднительно реализовать на борту ЛА.

Известны способы защиты АЗН с использованием направленных антенн или антенных решеток [8-11]. Защита от помех осуществляется сравнением измеренной угловой координаты источника сигнала, принятого с помощью направленной антенны, с вычисленной угловой координатой на основе использования пространственных координат ЛА и источника сигнала. Такие способы нуждаются в многоэлементной фазированной антенной решетке и многоканальном приемнике на борту ЛА и предполагают использование фазовой информации. Последнее требование чрезвычайно усложняет реализацию приемника, т.к. в системе АЗН сигналы имеют большой динамический диапазон порядка 80 дБ. В стандартных приемниках проблема большого динамического диапазона решается путем применения логарифмического усилителя промежуточной частоты, реализуемого на одной микросхеме. При фазовой обработке требуется многоканальный приемник с линейной обработкой и сложной системой автоматической регулировки усиления. Другим недостатком этого способа защиты при использовании на ЛА являются большие размеры антенной системы.

Известен способ защиты АЗН от помех, в котором выполняется сравнение вычисленной дальности источника сигнала, полученной с использованием пространственных координат ЛА и координат источника, с дальностью, полученной путем измерения задержки распространения сигнала [12, 13]. Этот способ не требует усложнения приемного устройства и может быть использован на борту ЛА.

Известен способ, в котором сравнение дальностей дополняется проверкой направления прихода сигнала, однако такую проверку сложно реализовать на борту ЛА [14].

Известен также способ, затрудняющий создание помех благодаря введению искажений в передаваемое сообщение [15]. Однако этот способ нарушает широковещательный принцип действия АЗН, так как предполагается, что только некоторые потребители могут восстановить точные координаты (использование такого способа ограничивает число потребителей информации системы АЗН).

Наиболее близким к заявляемому способу является способ [13], основанный на сравнении вычисленной и измеренной дальности, который принят за прототип.

Способ-прототип [13] состоит в том, что предлагается способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения (АЗН), предусматривающий совместное использование системы АЗН и спутниковой навигационной системы (СНС), в котором проводят прием сигналов СНС и определение координат и вектора скорости своего летательного аппарата (ЛА), прием сигналов АЗН и определение координат соседних ЛА, вычисление дальностей соседних ЛА по определенным координатам, формирование временной шкалы и измерение дальностей соседних ЛА по времени задержки сигналов АЗН, сравнение разности упомянутых вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом, в случае превышения упомянутой разностью заданного порога проводят формирование сигнала недостоверности данных АЗН и отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки, при этом в соответствии с упомянутой временной шкалой формируют сигналы АЗН и проводят их излучение.

Блок-схема последовательности действий по способу-прототипу с расшифровкой обозначений приведена в Приложениях 1 и 2.

Общим недостатком прототипа и аналогов изобретения является недостаточная точность контроля достоверности АЗН из-за низкой помехоустойчивости по отношению к ложным сигналам АЗН. С помощью вычислительного оборудования при наличии координат ЛА и источника помех возможно создать ложную отметку с соответствующей задержкой сигнала. Такой сигнал помехи невозможно отличить от реального сигнала на борту ЛА с помощью способа-прототипа.

Задачей заявляемого способа является повышение точности контроля достоверности АЗН путем увеличения помехоустойчивости по отношению к ложным сигналам бортовой системы АЗН.

Поставленная задача решается следующим образом.

Предлагается способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения (АЗН), предусматривающий совместное использование системы АЗН и спутниковой навигационной системы (СНС), в котором проводят прием сигналов СНС и определение координат и вектора скорости своего летательного аппарата (ЛА), прием сигналов АЗН и определение координат соседних ЛА, вычисление дальностей соседних ЛА по определенным координатам, формирование временной шкалы и измерение дальностей соседних ЛА по времени задержки сигналов АЗН, сравнение разности упомянутых вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом, в случае превышения упомянутой разностью заданного порога проводят формирование сигнала недостоверности данных АЗН и отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки, при этом в соответствии с упомянутой временной шкалой формируют сигналы АЗН и проводят их излучение, далее выявляют опасные траектории соседних ЛА, формируют сигнал модуляции и выполняют этим сигналом модуляцию координат своего ЛА, ведут обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях, а при обнаружении такой модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН и отображают дополнительный сигнал недостоверности на индикаторе воздушной обстановки.

Предлагается вариант способа, в котором для модуляции координат своего ЛА используется ступенчатая функция времени, например равная интегралу от последовательности модулирующих сигналов с хорошими автокорреляционными свойствами, при этом смещение координат выполняется только в направлении вектора скорости.

Предлагается вариант способа, в котором для обнаружения модуляции вычисляется скалярное произведение вектора приращений координат соседнего ЛА и вектора скорости своего ЛА, нормированного путем деления на его длину, а результат вычислений фильтруется с помощью согласованного фильтра и сравнивается с порогом.

Предлагается вариант способа, в котором при обнаружении упомянутой модуляции координат выполняется оценка скоростной составляющей скалярного произведения векторов, которая используется для компенсации результатов вычислений на входе согласованного фильтра.

Предлагается вариант способа, в котором для выявления опасной траектории соседнего ЛА определяют его дальность, скорость изменения дальности и относительную высоту по отношению к своему ЛА, причем опасной считается траектория, для которой упомянутые дальность и относительная высота меньше заданных значений, а скорость изменения дальности имеет отрицательный знак.

Суть заявляемого способа поясняется с помощью Фиг. 1, 2, и Приложений 1 и 2.

На Фиг. 1 представлена блок-схема основной последовательности операций предложенного способа контроля достоверности данных системы АЗН. На Фиг. 2 раскрыты операции модуляции координат своего ЛА и обнаружения модуляции. Кроме того, в Приложении 1 раскрыта блок-схема основной последовательности операций, выполняемых в способе-прототипе, а в Приложении 2 дана расшифровка обозначений прототипа.

На Фиг. 1 операции, используемые в способе-прототипе, выделены прямоугольниками с тонкими линиями, вновь предложенные операции выделены прямоугольниками с толстыми линиями.

Обозначения на Фиг. 1 соответствуют:

1 - прием сигналов СНС;

2 - определение координат и вектора скорости своего ЛА;

3 - прием сигналов АЗН;

4 - определение координат соседних ЛА;

5 - вычисление дальностей соседних ЛА;

6 - формирование временной шкалы;

7 - измерение дальностей соседних ЛА;

8 - сравнение разности вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом;

9 - формирование сигнала недостоверности данных АЗН;

10 - отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки;

11 - формирование сигналов АЗН;

12 - излучение сигналов АЗН;

13 - выявление опасных траекторий соседних ЛА;

14 - формирование сигнала модуляции;

15 - модуляция координат своего ЛА;

16 - обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях;

17 - формирование дополнительного сигнала недостоверности данных АЗН.

Способ, согласно Фиг. 1 и Приложениям 1 и 2, включает характерные для способа-прототипа действия: прием сигналов СНС 1, определение координат и вектора скорости своего ЛА 2, прием сигналов АЗН 3, определение координат соседних ЛА 4, вычисление дальностей соседних ЛА 5, формирование временной шкалы 6, измерение дальностей соседних ЛА 7, сравнение разности вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом 8, формирование сигнала недостоверности данных АЗН 9, отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки 10, формирование сигналов АЗН 11, излучение сигналов АЗН 12. При этом прием и передача данных в системе АЗН выполняется в режиме временного разделения сигналов, для чего каждому ЛА выделяется персональный временной интервал - слот. Прием сигналов СНС сопровождается формированием временной шкалы 6, обеспечивающей режим временного разделения сигналов, и определением координат своего ЛА 2. Далее эти координаты сообщаются соседним ЛА, т.е. используются для формирования сигналов АЗН 11 и излучения сигналов АЗН 12. Прием сигналов АЗН 3 и определение координат соседних ЛА 4 позволяют отображать эти ЛА на индикаторе воздушной обстановки. Характерные для способа-прототипа действия 5, 7, 8, и 9 позволяют выявлять недостоверные данные АЗН путем сравнения вычисленной и измеренной дальности с заданным порогом и соответствующим отображением сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки 10.

Предложены новые действия, реализующие заявленный способ. Новизна способа, согласно Фиг. 1, состоит в том, что при выявлении опасных траекторий соседних ЛА 13 выполняют формирование сигнала модуляции 14, модуляцию этим сигналом координат своего ЛА 15, обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях 16, а при обнаружении данной модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН 17.

Эти действия обеспечивают дополнительную защиту от специально организованных помех.

Работа заявляемого способа происходит следующим образом. Действия 1-12 выполняются полностью аналогично прототипу. Действия 1 и 2 обеспечивают определение пространственных координат своего ЛА. Действия 3 и 4 обеспечивают определение пространственных координат соседних ЛА. Эти координаты используют для вычисления дальностей соседних ЛА 5 Di:

где Xi, Yi, Zi - пространственные координаты соседнего i-го ЛА; X0, Y0, Z0 - пространственные координаты своего ЛА.

Одновременно с определением пространственных координат своего ЛА 2 по принятым сигналам СНС формируется временная шкала единого времени 6, используемая для управления формированием 11 и излучением 12 сигналов АЗН. При передаче информационных сообщений в АЗН применяется временное разделение сигналов, поэтому момент излучения сигналов АЗН соседних ЛА «привязан» к временной шкале и известен на борту своего ЛА. Измеряя время запаздывания Ti принятых сигналов АЗН относительно упомянутой временной шкалы (относительно начала выделенного для ЛА слота), выполняется измерение дальностей соседних ЛА 7 :

где С - скорость распространения радиосигнала.

Далее выполняют определение расхождения вычисленных и измеренных дальностей соседних ЛА с целью дополнительной проверки достоверности сигналов АЗН. При этом выполняют сравнение разности вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом 8 Π:

и, в случае его превышения, формируют сигнал недостоверности данных АЗН 9 с соответствующим отображением сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки 10.

Таким образом, проверяют соответствие реальной дальности источника излучения сигнала АЗН и вычисленной дальности соседнего ЛА. Одним из вариантов нарушения достоверности данных системы АЗН является создание помехи в виде ложного соседнего ЛА, сигнал от которого формируют с помощью смещенной, согласованной с передаваемым положением ЛА, временной шкалы. Если передача координат ложного соседнего ЛА осуществляется в смещенной временной шкале, то предложенная в способе-прототипе проверка достоверности сигналов АЗН может оказаться неэффективной. Предлагается дополнительная проверка, выполняемая только для опасно приближающихся ЛА.

Сравнение пространственных координат своего и соседних ЛА позволяет выявить опасные траектории соседних ЛА 13. При этом признаками таких траекторий могут являться: одинаковый высотный эшелон, малая дальность и ее уменьшение со временем (сближение). При выявлении опасной траектории соседнего ЛА выполняют формирование модулирующего сигнала 14, с помощью которого осуществляют модуляцию координат своего ЛА 15. При этом к координатам добавляют модулирующий сигнал:

где XM, YM, ZM - проекции модулирующего сигнала в навигационной системе координат.

Далее выполняют обнаружение сигнала модуляции в принятых координатах соседнего ЛА на опасных траекториях 16, наличие которого свидетельствует об использовании координат своего ЛА для формирования координат ложного ЛА. В случае обнаружения такой модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных системы АЗН 17, который также отображают на индикаторе воздушной обстановки 10. Способ отображения может быть различным (цвет, пунктир, гашение отметки и т.п.).

На Фиг. 2 раскрыты операции модуляции координат своего ЛА 15 и обнаружения сигнала модуляции в координатах соседних ЛА 16.

Модуляцию координат своего ЛА 15 выполняют в виде смещения координат в направлении вектора скорости. Это позволяет снизить влияние модуляции координат своего ЛА на смещение его отметки на индикаторах воздушной обстановки соседних ЛА (отметка временно и незначительно смещается вдоль направления, соответствующего перемещению ЛА). Для этого определение координат своего ЛА 2 после приема сигналов СНС 1 дополняют определением вектора скорости своего ЛА V0, заданного составляющими (проекциями) VX, VY, VZ.

Далее выполняют нормировку вектора скорости V0 своего ЛА путем деления его составляющих на его длину 18:

При формировании сигнала модуляции 14 вырабатывают ступенчатую функцию времени θ(t), равную интегралу от кодирующей последовательности с хорошими автокорреляционными свойствами (корреляционная обработка выполняется для приращений сигнала). Данный интеграл определяют за время длительности сигнала модуляции:

где ϕ(t) - кодирующая последовательность; А - ее амплитуда; TM - длительность сигнала модуляции.

Далее производится умножение интеграла (6) на нормированные составляющие вектора скорости V0 своего ЛА (операция 19):

Затем, результаты умножения складывают с координатами своего ЛА в соответствии с выражением (4)- операция 20. Таким образом, формируемые и излучаемые сигналы АЗН содержат информацию о координатах своего ЛА, которые, в соответствии с заданной ступенчатой функции времени θ(t), периодически смещаются (вперед-назад) в направлении вектора скорости.

Если опасная траектория соседнего ЛА формируется с участием координат своего ЛА, то в координатах соседнего ЛА присутствует модулирующий сигнал.

Для обнаружения сигнала модуляции в координатах соседнего ЛА 16 выполняются следующие действия. Определяют вектор приращений координат соседнего ЛА ΔXi, ΔYi, ΔZi за единицу времени (операция 21), после чего вычисляют скалярное произведение этого вектора и нормированного вектора скорости своего ЛА - операция 22:

Результат (8) представляет собой сумму двух компонент: скалярного произведения векторов скорости своего и соседнего ЛА и результата модуляции координат своего ЛА. Первая компонента (скоростная составляющая) обусловлена скоростью соседнего ЛА, причем величина скоростной составляющей зависит от взаимного расположения векторов в пространстве: для ортогональных векторов (траектории ЛА пересекаются под прямым углом) эта компонента равна нулю, а для коллинеарных векторов (траектории ЛА параллельны) - максимальна. В связи с этим производят компенсацию скоростной составляющей 23. Вторая компонента представляет собой последовательность ϕ(t) (производную от модулирующей функции), которая подвергается после операции 23 фильтрации согласованным фильтром 24, при этом последовательность ϕ(t) проходит через линию задержки с весовым суммированием сигналов на отводах линии, т.е. формируется взаимная корреляционная функция последовательности ϕ(t) и сигнала модуляции.

Наличие скоростной составляющей увеличивает уровень боковых лепестков взаимной корреляционной функции на выходе согласованного фильтра. Поэтому и предлагается при обнаружении сигнала модуляции в координатах соседних ЛА выполнять компенсацию скоростной составляющей результата (8) на входе согласованного фильтра. При отсутствии модуляции результат вычисления скалярного произведения 22 содержит только скоростную составляющую. Этот результат запоминается, а при обнаружении сигнала модуляции используется для компенсации скоростной составляющеей на входе согласованного фильтра.

При фильтрации согласованным фильтром 24 сигнал (8) проходит через N-1 последовательных элементов задержки, выходы которых подключены к сумматору с весовыми коэффициентами, представляющими собой зеркальное изображение последовательности ϕ(t) [16]. Выходной сигнал сравнивают с порогом 25 и, в случае его превышения, формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН 17.

Для формирования модулирующего сигнала 14 могут использоваться различные сигналы. Заметим, что простые ступенчатые функции (например, биполярная функция +1,-1, т.е. в первом слоте выполняют сдвиг координат вперед, во втором - назад) создателем помех легко выявляются и фильтруются [17]. Поэтому целесообразно использовать более сложные сигналы модуляции с использованием кодирующей последовательности. Рассмотрим один из возможных примеров.

Пусть функция ϕ(i) представляет собой двоичную последовательность в виде кода Баркера длиной N=5:11101.

В качестве сигнала модуляции θ(i) используется код Баркера ϕ(i), пропущенный через дискретный интегратор:

Сигнал модуляции при этом имеет вид: 0123340.

Заметим, что по окончании модуляции сигнал модуляции обнуляется и смещение координат отсутствует.

После определения вектора приращений координат соседнего ЛА 21, вычисления скалярного произведения векторов 22 и компенсации скоростной составляющей 23 получаем последовательность, которая в нормированной форме имеет вид: 11101-4. Весовые коэффициенты фильтрации согласованным фильтром 24 представляют собой зеркальное изображение данной последовательности: -410111.

Сигналы на выходах линии задержки (ЛЗ) и результат их весового суммирования будут иметь следующий вид:

Контраст пика сигнала на выходе согласованного фильтра достаточно велик, что не требует для надежного обнаружения модуляции на фоне помех существенного увеличения амплитуды модулирующего сигнала А. При этом отметка своего ЛА на экранах индикаторов ЛА, а также на наземном диспетчерском пункте не будет существенно смещаться. Например, при А=5 м, максимальное смещение координат при модуляции не превысит 20 м, а контраст пика на выходе согласованного фильтра составит 100 м при максимальном значении положительного бокового лепестка 10 м. Пороговое значение 50 м позволит надежно выполнить обнаружение сигнала модуляции в координатах соседнего ЛА на опасных траекториях 16.

Сигнал модуляции при формировании 14 может оперативно меняться, поэтому необходимо одновременно изменять весовые коэффициенты фильтрации согласованным фильтром 24.

Обнаружение заданной модуляции координат соседнего ЛА свидетельствует о ложном наведении этого ЛА на свой ЛА. При этом на индикатор воздушной обстановки подают дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН (10 на Фиг. 1).

Испытания предложенного способа, проведенные на вертолете типа Ми-8, показали высокую эффективность обнаружения ложных целей и повышение безопасности полетов.

Таким образом, заявленный способ обладает существенной новизной и полезностью для безопасности полетов летательных аппаратов.

Литература

1. Сосновский А.А. и др. Авиационная радионавигация, справочник. - М.: Транспорт, 1990.

2. Автоматизированные системы управления воздушным движением: Новые информационные технологии в авиации: Учебное пособие / Р.М. Ахмедов, А.А. Бибутов, А.В. Васильев и др.; под ред. С.Г. Пятко и А.И. Красова. СПб.: Политехника, 2004.

3. A. Costin and A. Francillon. "Ghost in the Air (Traffic): On insecurity of ADS-B protocol and practical attacks on ADS-B devices," conf. Black Hat USA, 2012.

4. Strohmeier M., Lenders V., Martinovic I., On the Security of the Automatic Dependent Surveillance-Broadcast Protocol // IEEE Communication Surveys & Tutorials. 2015, T.17, N2, p.1066-1087.

5. Патент US 2008211709 Int. C1. G01S 3/02. Deployable passive broadband aircraft tracking / A.E. Smith, R. Hulstrom, C.A. Evers. Pub. Date 04.09.2008.

6. Патент US 2010149019 Int. C1. G01S 13/93, 1/24, 3/02, 19/24, 5/02. Method and apparatus for ADS-B validation, active and passive multilateration, and elliptical surveillance / A.E. Smith, R. Hulstrom, C.A. Evers, T.J. Breen. Pub. Date 17.06.2010.

7. Патент US 7570214 Int. C1. G01S 13/93, 1/24, 3/02, 19/24, 5/02. Method and apparatus for ADS-B validation, active and passive multilateration, and elliptical surveillance / A.E. Smith, R. Hulstrom, C.A. Evers, T.J. Breen. Pub. Date 04.08.2009.

8. Патент CN 202770990 Int. cl. G01S 5/04, g01S 3/14, G08G 5/00. ADS-B anti-fake-object processing system / Pub. Date 6.03.2013.

9. Патент CN 104360323 Int. C1. G01S 13/91, 7/36. ADS-B deception jamming restraining method based on cross array / Pub. Date 18.02.2015.

10. Патент US 2011215960 Int. C1. G01S 13/91, H04B 1/06, 1/18. Radio receiver / M. Stevens, M. Stevens. Pub. Date 08.09.2011.

11. Патент US 2011057830 Int. C1. G01S 13/91. Method for validating aircraft traffic control data / R.G. Sampigethaya, R. Poovendran, L. Bushnell. Pub. Date 10.03.2011.

12. Патент RU 2333538 C2. МПК G08G 5/00, B64D 45/00. Способ индикации положения объектов наблюдения / С.Г. Пятко, Э.Я. Фальков, А.И. Красов и др., заявл. 12.07.2006, опубл. 10.09.2008, Бюл. №25.

13. Патент US 20110140950 Int. C1. G01S 13/74, 13/93, 13/91. Validity check of vehicle position information transmitted over a time-synchronized data link / S. Andersson. Pub. Date 16.06.2011.

14. Патент US 20110163908 Int. C1. G01S 13/74, 1/24. Validity check of vehicle position information / S. Andersson, A. Persson. Pub. Date 07.07.2011.

15. Патент US 2014/0327564 A1 Intel. G08G 5/0004. System and method to prevent misuse of aircraft messages / Radhakrishna G. Sampigethaya. Pub. Date 06.11.2014.

16. Радиотехнические системы / под ред. Ю.М. Казаринова. - Изд.центр «Академия», 2008.

17. Гришин Ю.П., Казаринов Ю.М. Динамические системы, устойчивые к отказам. - М.: Радио и связь, 1985.

1. Способ контроля достоверности данных системы автоматического зависимого наблюдения (АЗН), предусматривающий совместное использование системы АЗН и спутниковой навигационной системы (СНС), в котором проводят прием сигналов СНС и определение координат и вектора скорости своего летательного аппарата (ЛА), прием сигналов АЗН и определение координат соседних ЛА, вычисление дальностей соседних ЛА по определенным координатам, формирование временной шкалы и измерение дальностей соседних ЛА по времени задержки сигналов АЗН, сравнение разности упомянутых вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом, в случае превышения упомянутой разностью заданного порога проводят формирование сигнала недостоверности данных АЗН и отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки, при этом в соответствии с упомянутой временной шкалой формируют сигналы АЗН и проводят их излучение, отличающийся тем, что выявляют опасные траектории соседних ЛА, формируют сигнал модуляции и выполняют этим сигналом модуляцию координат своего ЛА, ведут обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях, а при обнаружении такой модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН и отображают дополнительный сигнал недостоверности на индикаторе воздушной обстановки.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для модуляции координат своего ЛА используется ступенчатая функция времени, например, равная интегралу от последовательности модулирующих сигналов с хорошими автокорреляционными свойствами, при этом смещение координат выполняется только в направлении вектора скорости.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для обнаружения модуляции вычисляется скалярное произведение вектора приращений координат соседнего ЛА и вектора скорости своего ЛА, нормированного путем деления на его длину, а результат вычислений фильтруется с помощью согласованного фильтра и сравнивается с порогом.

4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что при обнаружении упомянутой модуляции координат выполняется оценка скоростной составляющей скалярного произведения векторов, которая используется для компенсации результатов вычислений на входе согласованного фильтра.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для выявления опасной траектории соседнего ЛА определяют его дальность, скорость изменения дальности и относительную высоту по отношению к своему ЛА, причем опасной считается траектория, для которой упомянутые дальность и относительная высота меньше заданных значений, а скорость изменения дальности имеет отрицательный знак.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу и устройству для определения координат самолета при посадке на авианосец. При посадке самолета сканируют тремя лазерными пучками нескольких полос отражателей, ориентированных относительно взлетно-посадочной полосы, принимают отраженные сигналы, вычисляют координаты самолета путем обработки принятых сигналов определенным образом.

Изобретение относится к области радионавигации в условиях отсутствия визуальной видимости взлетно-посадочной полосы (ВПП) и в сложных метеорологических условиях и может быть использовано для определения положения средней линии ВПП с помощью бортовой радиолокационной станции (РЛС), без использования наземного оборудования.

Изобретение относится к способу управления движением объекта с помощью оптической навигационной системы. Для управления движением объекта устанавливают в зоне движения объекта навигационные маяки на основе пассивной конструкции уголковых отражателей двух размеров, большего и меньшего, производят поиск сигналов от навигационных маяков, определяют положение объекта в пространстве, формируют сигналы управления для следования объекта по заданной траектории.

Изобретение относится к способу определения посадочных траекторий летательных аппаратов (ЛА) в ограниченной области пространства. Для определения посадочной траектории на заданную взлетно-посадочную полосу (ВПП) вычисляют в определенные моменты времени на основании регистрируемых пространственных координат ЛА многомерные пространственные посадочные траектории движения ЛА, выравнивают во времени при необходимости, формируют выборку зарегистрированных траекторий определенным образом, выделяют в сформированной выборке асимптотически сходящийся пучок многомерных пространственных посадочных траекторий ЛА, удаляют траектории выделенного пучка из сформированной выборки, используют выделенные пучки траекторий, соответствующие посадкам ЛА на заданные ВПП, для посадки ЛА.

Группа изобретений относится к способу и устройству сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии. Для сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии измеряют уровень вибрации и уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии, сравнивают измеренные величины с пороговыми значениями, контролируют выпуск шасси, принимают решение о приводнении при превышении значений пороговых уровней, а также при условии, что выпуск шасси не был произведен, в противном случае принимают решение о нахождении самолета-амфибии в воздушной среде.

Изобретение относится к авиации, в частности к многопозиционным системам посадки воздушных судов (ВС) в условиях сложного рельефа местности. Достигаемый технический результат - повышение надежности безопасного вывода ВС на посадку.

Изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку. Для управления ЛА при заходе на посадку измеряют с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курс, крен и тангаж ЛА, угловую, горизонтальную и вертикальную скорости ЛА, координаты и высоту ЛА, формируют курс взлетно-посадочной полосы (ВПП) на основе уточненных координат высоты ЛА и координат высоты ВПП, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу, измеряют в автоматическом или ручном режиме угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, формируют траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона, совпадающую по направлению с курсом ВПП, с помощью курсового, глиссадного и дальномерного радиомаяков (КРМ, ГРМ и ДРМ).

Способ посадки летательного аппарата, при котором используется штатные приводные радиолокационные и навигационные системы, а также лазерная система автоматического управления посадкой, содержащая два полусферических, сферический, четыре цилиндрических датчика лазерного излучения, контроллер лазерной системы, лазерный излучатель, включающий лазер и два электромеханических преобразователя, объединенные в двухкоординатный модуль поворота мощного лазера.

Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Технический результат - ограничение использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации, что позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов.

Изобретение относится к антенной технике и может использоваться для юстировки зеркальных антенн стационарного и мобильного базирования по сигналам космических радиоизлучающих объектов с известными параметрами положения.
Способ определения относительной диэлектрической проницаемости εR в подлежащем исследованию на предмет наличия мин грунте с использованием поискового устройства.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в контрольно-измерительных системах (КИС) для контроля за техническим состоянием отдельных частей и всей КИС в целом, а также для анализа загрузки поддиапазонов частот, определения местоположения источников радиоизлучения (ИРИ), измерения частотных и временных параметров радиосигналов и напряженности электрического поля.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано для определения пеленга и частоты источника радиоизлучения в системах радиоконтроля. Техническим результатом является повышение точности пеленгования в условиях воздействия внешних дестабилизирующих факторов.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к системам радиоконтроля для определения координат местоположения источников радиоизлучения (КМПИРИ) УКВ-СВЧ диапазонов как цифровых, так и аналоговых видов связи, сведения о которых отсутствуют в базе данных (например, государственной радиочастотной службы).

Изобретение относится к антенной технике и может использоваться для коррекции амплитудно-фазового распределения в раскрываемых антенных решетках (АР), функционирующих после развертывания на борту космических аппаратов (КА) в составе бортовых радиолокационных комплексов (БРЛК) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к антенной технике и может использоваться для коррекции амплитудно-фазового распределения в раскрываемых антенных решетках (АР), функционирующих после развертывания на борту космических аппаратов (КА) в составе бортовых радиолокационных комплексов (БРЛК) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к области активной радиолокации и предназначено для использования в обзорных радиолокационных станциях (РЛС). Достигаемый технический результат - подавление отметок от целей, расположенных за пределами зоны однозначной оценки дальности обзорной РЛС, а также отметок, обусловленных несинхронной импульсной помехой.

Изобретение относится к электронной технике и может быть использовано для функционально-диагностического контроля радиолокационных станций (РЛС). Техническим результатом является осуществление контроля во взаимно дополняющих режимах централизованного функционально-диагностического контроля, сквозного функционально-диагностического контроля по контрольным сигналам, местного и регламентного контроля, контроля в рабочем режиме.

Изобретение относится к антенной технике и предназначено для калибровки приемно-передающих активных фазированных антенных решеток (ФАР). Способ калибровки активной ФАР, в котором для калибровки приемных каналов приемно-передающих модулей на их входы подают контрольный сигнал, на основе сравнения амплитуд и фаз выходных сигналов приемных каналов калибруемых модулей с амплитудой и фазой выходного сигнала приемного канала опорного приемно-передающего модуля формируют корректирующие сигналы, которые используют для регулировки комплексных коэффициентов передачи приемных каналов калибруемых приемно-передающих модулей.

Изобретения относятся к области радиолокации и могут быть использованы для обнаружения цели в условиях действия пассивных помех. Достигаемый технический результат - сокращение затрат времени (энергии) на обнаружение цели в зоне действия пассивных помех многопозиционным комплексом радиолокационных станций.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов, предназначено для обеспечения безопасности полетов ЛА путем использования системы автоматического зависимого наблюдения на борту ЛА. Достигаемый технический результат - повышение помехоустойчивости системы АЗН на основе повышения достоверности ее данных. Повышение достоверности данных АЗН достигается тем, что предусматривается совместное использование системы АЗН и спутниковой навигационной системы, прием сигналов СНС и определение координат и вектора скорости своего ЛА, прием сигналов АЗН и определение координат соседних ЛА, вычисление дальностей соседних ЛА по определенным координатам, формирование временной шкалы и измерение дальностей соседних ЛА по времени задержки сигналов АЗН, сравнение разности упомянутых вычисленных и измеренных дальностей с заданным порогом, в случае превышения упомянутой разностью заданного порога проводят формирование сигнала недостоверности данных АЗН и отображение сигнала недостоверности на индикаторе воздушной обстановки, при этом в соответствии с упомянутой временной шкалой формируют сигналы АЗН и проводят их излучение, далее выявляют опасные траектории соседних ЛА, формируют сигнал модуляции и выполняют этим сигналом модуляцию координат своего ЛА, ведут обнаружение сигнала модуляции в координатах соседних ЛА на опасных траекториях, а при обнаружении такой модуляции формируют дополнительный сигнал недостоверности данных АЗН и отображают дополнительный сигнал недостоверности на индикаторе воздушной обстановки. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх