DE19731103A1 - Satellite navigation method, especially for navigation during aircraft landing phase - Google Patents

Abstract

The method involves receiving and evaluating signals from several navigation satellites in a reference station of known position and in the navigated object with a data communications link to the reference station. Navigation integrity monitoring involves statistical evaluation of the measurement values used by forming an error model for individual satellite signals. For each satellite whose signals are received at the reference station, a differential correction factor of the unfiltered code pseudorange and of the integrated phase-Doppler shift is individually determined by comparing the measured distance values at the reference station with the geometric distance values determined using the known reference position. Test parameters are generated at the object and used as error indicators. Parameters are weighted in an error model and satellites with excessive distance errors are isolated from the position resolution process.

Description

Die Erfindung geht aus von einem Satelliten-Navigationsver­ fahren nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The invention is based on a satellite navigation ver drive according to the preamble of claim 1.

Derzeit gibt es zwei Satelliten-Navigationssysteme, nämlich das amerikanische GPS (Global Positioning System) sowie das russische GLONASS.There are currently two satellite navigation systems, namely the American GPS (Global Positioning System) and the russian GLONASS.

Beide Systeme bestehen derzeit aus 24 (Navigations-)Satel­ liten, die auf genau bekannten Umlaufbahnen die Erde um­ kreisen und dabei zeitlich fortlaufend für die Navigation geeignete Signale (Navigations-Signale) aussenden. Dabei sendet jeder Satellit ein diesen charakterisierendes Signal aus. Ein Nutzer, der einen auf das Navigations-System und die Navigations-Signale abgestimmten Navigations-Empfänger besitzt, kann damit durch Auswerten der Navigations-Signale die genaue, eventuell zeitabhängige Position des Navigati­ ons-Empfängers im 3-dimensionalen Raum bestimmen.Both systems currently consist of 24 (navigation) satellites lites that travel around the world in precisely known orbits circling and continuously for navigation send out suitable signals (navigation signals). Here Each satellite sends a signal that characterizes this out. A user who points to the navigation system and the navigation signals matched navigation receivers owns, by evaluating the navigation signals  the exact, possibly time-dependent position of the Navigati ons receiver in 3-dimensional space.

Bei dem amerikanischen GPS sind derzeit ungefähr 24 nutz­ bare Satelliten vorhanden. Zur Navigation im 3-dimensiona­ len Raum benötigt ein auf GPS abgestimmter Navigations-Emp­ fänger, der im folgenden auch GPS-Empfänger genannt wird, im Idealfall die Navigations-Signale von lediglich vier GPS-Satelliten.The American GPS currently uses about 24 bare satellites available. For navigation in 3-dimensiona a GPS empowered navigation emp catcher, also called GPS receiver in the following, ideally the navigation signals of only four GPS satellites.

Dem Empfangsbereich des GPS-Empfängers stehen aber im all­ gemeinen jederzeit die Navigations-Signale von mehreren GPS-Satelliten, derzeit typischerweise sechs bis neun, zur Verfügung. Werden von dem GPS-Empfänger jederzeit alle ver­ fügbaren Navigations-Signale ausgewertet, so ist vorteil­ hafterweise eine zuverlässige Positionsbestimmung möglich, da eine momentane Redundanz vorhanden ist. So kann bei­ spielsweise bei einer zufälligen Abschattung des Navigati­ ons-Signals eines gerade verwendeten GPS-Satelliten auf das entsprechende Signal eines weiteren ebenfalls verfügbaren GPS-Satelliten umgeschaltet werden.The reception area of the GPS receiver is in space mean the navigation signals of several at any time GPS satellites, currently typically six to nine, are used for Available. Are all ver available navigation signals are evaluated, so it is advantageous reliable position determination is possible, because there is momentary redundancy. So at for example if the Navigati is shaded accidentally ons signal from a GPS satellite currently in use on the corresponding signal of another also available GPS satellites can be switched.

Diese momentane Redundanz kann auch genutzt werden, um mög­ liche Anomalien der aus den Navigations-Signalen abgeleite­ ten Meßgrößen zu prüfen. Dabei werden beispielsweise die Residuen der Positionslösung nach der Methode der kleinsten Quadrate verwendet. Mit den Residuen bildet man entweder eine quadratische Summe oder einen sogenannten parity space (Paritäts-Raum) und erkennt die mögliche Anomalie durch ei­ nen Vergleich mit einem vorgebbaren Grenzwert. Zur Isolie­ rung der fehlerhaften Meßgröße verwendet man einen sukzes­ siven Test mit den Teilmengen der Meßgrößen. Der Testauf­ wand hängt stark von den angenommenen Anomalien (eine oder mehrfache Anomalien) ab. This current redundancy can also be used to anomalies derived from the navigation signals to check th measurands. For example, the Residuals of the position solution using the smallest method Squares used. With the residuals you either form a quadratic sum or a so-called parity space (Parity space) and recognizes the possible anomaly through ei comparison with a predefinable limit. For isolation The incorrect measured variable is used with a successor sive test with the subsets of the measurands. The test on wall depends heavily on the assumed anomalies (one or multiple anomalies).  

Die vorhandene momentane Redundanz kann weiterhin genutzt werden, um einen sogenannten parity space (Paritäts-Raum) zu ermitteln. In diesem können dann vorgebbare statistische Kenngrößen in vorgebbarer Weise analysiert werden.The existing redundancy can still be used become a so-called parity space to determine. Predictable statistical data can then be entered in this Parameters can be analyzed in a predefinable manner.

Bei einigen Anwendungen, beispielsweise bei der Navigation während eines Landeanflugs eines Verkehrs-Flugzeugs ist ei­ ne hohe Zuverlässigkeit und eine hohe Genauigkeit gefor­ dert. Soll nun ein derartiger Landeanflug automatisch zu­ mindest bis zum Aufsetzen auf der Landebahn mittels Satel­ liten-Navigation durchgeführt werden, so muß für die Posi­ tionsbestimmung, die an Bord des Flugzeugs erfolgt, eine sehr kleine Rate nicht erkannter Fehler vorhanden sein. Diese soll vorzugsweise im Bereich von 10^-7 bis 10^-9 liegen. Soll diese Rate mittels der eingangs erwähnten Verfahren, beispielsweise durch Auswerten der momentanen Redundanz, erreicht werden, so ergibt sich in nachteiliger Weise eine hohe Rate von Falschalarmen (Falschalarmrate). Mit dieser werden unzuverlässige Positionsbestimmungen erfaßt.In some applications, for example when navigating during a landing approach of a commercial aircraft, high reliability and high accuracy are required. If such a landing approach is to be carried out automatically at least until touchdown on the runway using satellite navigation, then a very small rate of undetected errors must be present for the position determination that takes place on board the aircraft. This should preferably be in the range from 10 ^-7 to 10 ^-9 . If this rate is to be achieved by means of the methods mentioned at the outset, for example by evaluating the instantaneous redundancy, a disadvantageous result is a high rate of false alarms (false alarm rate). With this, unreliable position determinations are recorded.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein gattungsge­ mäßes Verfahren anzugeben, das bei einer kleinen Rate nicht erkannter Fehler eine kleine Falschalarmrate besitzt und das gleichzeitig eine hohe zeitliche Verfügbarkeit besitzt.The invention has for its object a genus according to the procedure that does not apply at a low rate detected error has a small false alarm rate and which also has a high availability in time.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale. Vorteilhafte Ausgestaltungen und/oder Weiterbildungen sind den weiteren Ansprüchen entnehmbar.This problem is solved by the in the characterizing part of claim 1 specified features. Beneficial Refinements and / or further developments are the others Removable claims.

Bei der Erfindung wird die durch den Satelliten-Empfänger (GPS-Empfänger) bedingte Anomalie, die im folgenden auch empfängerbedingte Anomalie genannt wird, wie beispielsweise abnormale Mehrwegausbreitungseinflüsse, mittels einer sta­ tistischen Auswertung der Entfernungsmeßgrößen ausgewertet.In the invention, the through the satellite receiver (GPS receiver) conditional anomaly, which also below receiver-related anomaly is mentioned, such as  abnormal multipath influences, by means of a sta Statistical evaluation of the distance measured values evaluated.

Ein erster Vorteil der Erfindung besteht darin, daß die Er­ kennung und Isolierung der empfängerbedingten Anomalien ei­ ne hohe Verfügbarkeit besitzt, da eine Integritätsprüfung auf der Entfernungsebene erfolgt und keine Satellitenredun­ danz benötigt.A first advantage of the invention is that the Er identification and isolation of receiver-related anomalies ei ne high availability because of an integrity check at the distance level and no satellite speech danz needed.

Ein zweiter Vorteil der Erfindung besteht darin, daß soge­ nannte schleichende und/oder schwingungsartige Anomalien durch eine statistische Auswertung der historischen Meßgrö­ ßen erkannt und isoliert werden können, da die zu einer Stichprobe verwendeten Meßgrößen nicht, wie bei dem ein­ gangs beschriebenen Verfahren, durch die Positionslösung geometrisch gekoppelt sind.A second advantage of the invention is that so-called called creeping and / or vibration-like anomalies through a statistical evaluation of the historical measurement can be recognized and isolated, as they become one Sampling was not used as in the one gangs described method, by the position solution are geometrically coupled.

Weitere Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Be­ schreibung.Further advantages result from the following Be spelling.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbei­ spielen näher erläutert, wobei immer das GPS verwendet wird.The invention is described below with reference to exemplary embodiments play explained in more detail, always using the GPS becomes.

Bei der Erfindung werden die individuell (einzeln) diffe­ rential korrigierten Code- und Trägerphasengrößen als Test­ größen verwendet. Die Differenz zwischen derartigen Code- und Trägerphasengrößen enthält bei einem sogenannten "local area DGPS" (DGPS im Lokalbereich), wobei korrelierte Feh­ ler, insbesondere der sogenannte Ionosphärenfehler, durch eine Differentialkorrektur eliminiert werden, lediglich empfängerbedingte unkorrelierte Fehler, wie beispielsweise Meßrauschen sowie Mehrwegausbreitungseinflüsse. In the invention, the individually (individually) diffe rential corrected code and carrier phase sizes as a test sizes used. The difference between such code and contains carrier phase sizes in a so-called "local area DGPS "(DGPS in the local area), with correlated mis ler, in particular the so-called ionospheric error a differential correction can only be eliminated receiver uncorrelated errors, such as Measurement noise as well as multipath influences.  

Dabei wird als Testgröße eine Differenz zwischen der diffe­ rential korrigierten Code-Pseudo-Entfernung und der diffe­ rential korrigierten, aus Trägerphasen ermittelten Inte­ grierten Dopplerverschiebung gebildet gemäß der Formel:
A difference between the differentially corrected code-pseudo-distance and the differentially corrected integrated Doppler shift determined from carrier phases is formed as the test variable according to the formula:

Δ_CP = [R_C(t)-R_C(t₀)]-λ[Φ(t)-Φ(t₀)]
Δ _CP = [R _C (t) -R _C (t ₀ )] - λ [Φ (t) -Φ (t ₀ )]

mit
With

Δ_CP Code-Phase-Differenz
R_C differential korrigierte Code-Pseudoentfernung,
Φdifferential korrigierte, aus Trägerphasen ermit­ telte Integrierte Dopplerverschiebung,
λ Wellenlänge des Trägersignals,
t aktueller Zeitpunkt und
t₀ Anfangszeitpunkt.Δ _CP code phase difference
R _C differential corrected code pseudorange,
Φdifferentially corrected integrated Doppler shift determined from carrier phases,
λ wavelength of the carrier signal,
t current time and
t ₀ start time.

Die Mehrwegausbreitung hat unterschiedliche Einflüsse auf Code- und Phasenmessungen. Gegenüber dem Mehrwegausbrei­ tungseinfluß auf den Code ist der Mehrwegausbreitungsein­ fluß auf die Phase vernachlässigbar gering. Dadurch ent­ steht aus der Phasenmessung ein Fehler von maximal 5 cm. Folglich ist die Differenz zwischen der Code- und der Pha­ senmessung bei einem Satelliten ein möglicher Indikator für die Mehrwegausbreitungseinflüsse, wenn diese vom Meßrau­ schen getrennt werden können. Meßrauschen verhält sich wie ein weißes Rauschen, während Mehrwegausbreitungseinflüsse in der Regel Schwingungen mit Perioden von mehreren Sekun­ den bis zu mehreren Minuten aufweisen. Zur Trennung des Meßrauschens von dem Mehrwegausbreitungseinfluß werden die Differenzen zwischen Code- und Trägerphasengrößen, die in­ dividuell differential korrigiert sind, als Testgrößen ver­ wendet. Die Testgrößen werden im Rahmen einer Stichprobe statistisch erfaßt. Durch die statistische Auswertung wer­ den die zeitlich korrelierten Fehler, beispielsweise zeit­ lich rampenförmig und/oder schwingungsförmig auftretende Fehler, von den zeitlich unkorrelierten Fehlern, beispiels­ weise Weißrauschen, getrennt.Reusable propagation has different influences Code and phase measurements. Opposite the reusable spread The influence on the code is the multipath flow to the phase is negligible. This ent there is a maximum error of 5 cm from the phase measurement. Hence the difference between the code and the pha measurement of a satellite is a possible indicator of the multipath influences, if these from the measuring area can be separated. Measurement noise behaves like a white noise while multipath influences usually vibrations with periods of several seconds that can last up to several minutes. To separate the Measurement noise from the multipath influence will be the Differences between code and carrier phase sizes that in are corrected individually, as test variables ver turns. The test sizes are as part of a sample statistically recorded. Through the statistical evaluation of who the time-correlated errors, for example time  Lich ramp-shaped and / or vibrating Errors, from the uncorrelated errors, for example white noise, separated.

Die Standardabweichung der Testgröße ist von dem vorhande­ nen Signal/Rausch-Verhältnis abhängig. Ohne Mehrwegausbrei­ tungseinflüsse und Meßanomalien entspricht die Standardab­ weichung dem Code-Meßrauschen, da das Rauschen der Träger­ phasenmessungen im allgemeinen kleiner 1 cm ist und daher vernachlässigbar ist. Die Hypothese für den Fall ohne Mehr­ wegausbreitungseinflüsse und Meßanomalien basiert auf dem normalverteilten Coderauschen, das mit der durch Signal- /Rausch-Verhältnis ermittelbaren Standardabweichung nor­ miert wird. Ein vorgebbares Fehlermodell bewertet aus den tatsächlich vorhandenen Testgrößen die Verzerrung der Ver­ teilung gegenüber der Normalverteilung, zeitliche Korrela­ tion und auch sprungförmige Anomalien. Die ganze Integri­ tätsprüfung beruht auf den Testgrößen auf der Entfer­ nungsebene vor einer Positionierung. Die Integritätsprüfung der verschiedenen Satellitensignale sind geometrisch ent­ koppelt. Damit ergibt sich in vorteilhafter Weise eine hohe Systemverfügbarkeit beziehungsweise eine geringe Falscha­ larmrate bei Einhaltung vorgebbarer Forderungen für nicht erkannte Fehler.The standard deviation of the test size is from the existing one NEN signal / noise ratio dependent. Without reusable spread influences and measurement anomalies correspond to the standard softening the code measurement noise since the noise of the carrier phase measurements is generally less than 1 cm and therefore is negligible. The hypothesis for the case without more path propagation influences and measurement anomalies is based on the normally distributed code noise, which with the by signal / Noise ratio determinable standard deviation nor is lubricated. A predefinable error model is evaluated from the actually existing test quantities the distortion of the ver division compared to the normal distribution, temporal correla tion and abrupt anomalies. The whole integri The test is based on the test quantities on the distance level before positioning. The integrity check of the various satellite signals are geometrically ent couples. This advantageously results in a high System availability or a slight error Noise rate if specified requirements are not met detected errors.

Claims (4)

1. Satelliten-Navigationsverfahren, wobei

• - von mehreren Satelliten Navigations-Signale ausgesandt werden,
• - in einer Referenzstation, die eine bekannte Position besitzt, die Navigationssignale empfangen und ausgewer­ tet werden,
• - an einem navigierenden Objekt die Navigationssignale empfangen und ausgewertet werden,
• - zwischen der Referenzstation und dem navigierenden Ob­ jekt eine Datenkommunikation besteht und
• - zur Überwachung der Navigationsintegrität des navigie­ renden Objekts eine statistische Auswertung der verwen­ deten Meßwerte unter Bildung eines Fehlermodells für einzelne Satellitensignale durchgeführt wird, dadurch gekennzeichnet,
• - daß für jeden von der Referenzstation empfangbaren Sa­ telliten eine Differentialkorrektur der ungefilterten Code-Pseudoentfernung und eine Differentialkorrektur der integrierten Phasen-Dopplerverschiebung individuell aus dem Vergleich der gemessenen Entfernungsgrößen der Referenzstation mit den anhand der bekannten Referenz­ position errechneten geometrischen Entfernungsgrößen ermittelt werden,
• - daß die ungefilterten Code-Pseudoentfernungen und die aus Trägerphasen ermittelten Integrierten Dopplerver­ schiebungen des navigierenden Objekts mit den Code- und Phasen-Differentialkorrekturen individuell korrigiert werden,
• - daß am navigierenden Objekt eine Differenz zwischen der differential korrigierten Code-Pseudo-Entfernung und der differential korrigierten, aus Trägerphasen ermit­ telten Integrierten Dopplerverschiebung als Testgröße gebildet wird gemäß der Formel:
  Δ_CP = [R_C(t)-R_C(t₀)]-λ[Φ(t)-Φ(t₀)]
  mit
  Δ_CP Code-Trägerphase-Differenz
  R_C differential korrigierter Code-Pseudoentfernung,
  Φ differential korrigierte, aus Trägerphasen ermit­ telten Integrierten Dopplerverschiebung,
  λWellenlänge des Trägersignals,
  t aktueller Zeitpunkt und
  t₀ Anfangszeitpunkt,
• - daß diese Testgrößen als Indikator für die empfängerbe­ dingten Fehler für einzelne Satellitensignale im Rahmen einer Strichprobe erfaßt werden,
• - daß neben einem momentanen Fehler zusätzlich statisti­ sche Kenngrößen, insbesondere Verteilungen und/oder Verteilungsparameter und/oder zeitliche Korrelation und/oder ein Leistungsdichtespektrum, in einem vorgeb­ barem Fehlermodell gewichtet werden und
• - daß vor einer Positionslösung für das navigierende Ob­ jekt eine Entfernungsgröße eines Satelliten, deren Feh­ ler aus dem Fehlermodell eine vorgebbare Integritäts­ grenze überschreitet, markiert und bei der Positionsbe­ stimmung des navigierenden Objekts isoliert wird.

1. Satellite navigation method, being

• - navigation signals are sent from several satellites,
• the navigation signals are received and evaluated in a reference station which has a known position,
• the navigation signals are received and evaluated on a navigating object,
• - There is data communication between the reference station and the navigating object and
• to monitor the navigation integrity of the navigating object, a statistical evaluation of the measured values used is carried out with formation of an error model for individual satellite signals, characterized in that
• a differential correction of the unfiltered code pseudo distance and a differential correction of the integrated phase Doppler shift are determined individually for each satellite that can be received by the reference station by comparing the measured distance values of the reference station with the geometric distance values calculated on the basis of the known reference position,
• that the unfiltered code pseudo distances and the integrated Doppler shifts determined from carrier phases of the navigating object are individually corrected with the code and phase differential corrections,
• - That on the navigating object a difference between the differential corrected code-pseudo-distance and the differential corrected integrated Doppler shift determined from carrier phases is formed as a test variable according to the formula:
  Δ _CP = [R _C (t) -R _C (t ₀ )] - λ [Φ (t) -Φ (t ₀ )]
  With
  Δ _CP code carrier phase difference
  R _C differential corrected code pseudorange,
  Φ Differentially corrected integrated Doppler shift determined from carrier phases,
  λwavelength of the carrier signal,
  t current time and
  t ₀ start time,
• that these test variables are recorded as an indicator of the receiver-related errors for individual satellite signals in the context of a sample,
• - That, in addition to a momentary error, additional statistical parameters, in particular distributions and / or distribution parameters and / or temporal correlation and / or a power density spectrum, are weighted in a predeterminable error model and
• - That before a position solution for the navigating object, a distance size of a satellite, whose error from the error model exceeds a predeterminable integrity limit, is marked and is isolated in the position determination of the navigating object.

2. Satelliten-Navigation nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß bei der Positionsbestimmung im navigierenden Objekt lediglich die satellitenbedingten Anomalien berück­ sichtigt werden.2. Satellite navigation according to claim 1, characterized records that when determining the position in the navigating Object only the satellite-related anomalies be viewed. 3. Satelliten-Navigation nach einem der vorhergehenden An­ sprüche zur Verwendung für die Positionsbestimmung eines Luftfahrzeugs als navigierendes Objekt.3. Satellite navigation according to one of the previous types sayings for use in determining the position of a Aircraft as a navigating object. 4. Satelliten-Navigation nach einem der vorhergehenden An­ sprüche zur Verwendung als Landehilfe bei einem Luftfahr­ zeug.4. Satellite navigation according to one of the preceding An sayings for use as a landing aid in an aviation stuff.