RU2385469C1 - Method of landing aircraft using satellite navigation system - Google Patents
Method of landing aircraft using satellite navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2385469C1 RU2385469C1 RU2008135254/09A RU2008135254A RU2385469C1 RU 2385469 C1 RU2385469 C1 RU 2385469C1 RU 2008135254/09 A RU2008135254/09 A RU 2008135254/09A RU 2008135254 A RU2008135254 A RU 2008135254A RU 2385469 C1 RU2385469 C1 RU 2385469C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ground
- signal
- value
- noise
- error
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием искусственных спутников земли и может быть использовано при осуществлении посадки ЛА.The invention relates to the field of navigation of aircraft (LA) using artificial earth satellites and can be used when landing aircraft.
Известны способы посадки ЛА, позволяющие определять координаты ЛА при посадке с использованием спутниковой навигационной системы, в которых прием сигналов спутников осуществляется на земле локальной контрольно-корректирующей станцией (ЛККС) с известными координатами, вычисляющей дифференциальные поправки к определяемым на борту ЛА по сигналам спутников значениям псевдодальности и, соответственно, значениям координат ЛА [1, 2].Known aircraft landing methods that allow you to determine the coordinates of an aircraft during landing using a satellite navigation system, in which satellite signals are received on the ground by a local control and correction station (LCC) with known coordinates, which computes differential corrections to pseudorange values determined on board an aircraft from satellite signals and, accordingly, the coordinates of the aircraft [1, 2].
Общим недостатком всех указанных выше способов посадки является отсутствие на ЛККС и на борту ЛА средств выявления ситуации недопустимого снижения точности системы посадки. Причиной снижения точности работы системы может стать излучение сигналов сторонних радиотехнических систем вблизи антенны приемников ЛККС или борта (эффект радиоинтерференции этих сигналов и сигналов спутников). Учитывая высокую чувствительность приемника ЛККС, опасной может быть не только основная частота излучения сторонних систем, но и ее гармоники.A common drawback of all of the above landing methods is the lack of means to detect the situation of an unacceptable decrease in the accuracy of the landing system on the LCC and on board the aircraft. The reason for the decrease in the accuracy of the system operation may be the emission of signals from third-party radio systems near the antenna of the LCX receivers or onboard (the effect of radio interference of these signals and satellite signals). Given the high sensitivity of the LCX receiver, not only the fundamental frequency of the radiation from third-party systems, but also its harmonics can be dangerous.
На необходимость контроля точности работы ЛККС указывается в ряде международных документов (например, [3]), однако в них не предлагается конкретного способа выявления ситуации недопустимого снижения точности работы ЛККС из-за эффектов радиоинтерференции. В этих документах также указывается на необходимость контроля целостности спутниковой системы посадки - достоверности (малой вероятности потери необходимой точности) определения координат ЛА. Для контроля целостности на борту ЛА необходимо иметь информацию о «показателе целостности и непрерывности ЛККС» (Ground Continuity and Integrity Designator [3, 11]), характеризующем качество работы ЛККС при наличии эффектов радиоинтерференции.The need to control the accuracy of the LCCS operation is indicated in a number of international documents (for example, [3]), but they do not propose a specific way to identify the situation of an unacceptable decrease in the accuracy of the LCCS due to the effects of radio interference. These documents also indicate the need to control the integrity of the satellite landing system - the reliability (low probability of losing the necessary accuracy) of determining the coordinates of the aircraft. To monitor the integrity on board the aircraft, it is necessary to have information about the “Continuity and Integrity Designator” (3, 11), which characterizes the quality of the LCC in the presence of radio interference effects.
Известна работа [4], в которой предлагается использование двухчастотного приемника на ЛККС (в перспективе - трехчастотного приемника). При этом положительный эффект достигается за счет уменьшения вероятности одновременного поражения помехой двухчастотных каналов ЛККС. Недостатком такого способа является увеличение сложности и стоимости ЛККС (помимо двухчастотного приемника требуется двухчастотная антенна).Known work [4], which proposes the use of a two-frequency receiver on the LCC (in the future - a three-frequency receiver). In this case, a positive effect is achieved by reducing the likelihood of simultaneous interference with the dual-frequency channels of the LCCS. The disadvantage of this method is an increase in the complexity and cost of the LCCS (in addition to a two-frequency receiver, a two-frequency antenna is required).
Известен также способ, заключающийся в использовании станции интегрального контроля (контрольного приемника) вблизи ЛККС [5]. В этом случае в месте расположения контрольного приемника осуществляется прием сигналов спутников и сигналов линии передачи данных (ЛПД), по которым оцениваются координаты контрольного приемника. Сопоставление ошибок оценивания координат контрольного приемника с заданным уровнем позволяет осуществить контроль точности работы ЛККС. Недостатком способа является невозможность оперативного автоматизированного контроля точности работы каналов измерения псевдодальностей на ЛККС и борту ЛА (с задержкой не более 3-х секунд). Кроме того, этот способ также приводит к увеличению сложности и стоимости ЛККС.There is also a known method, which consists in using the integrated monitoring station (control receiver) near the LCCS [5]. In this case, at the location of the control receiver, satellite signals and signals of the data line (LPS) are received, by which the coordinates of the control receiver are estimated. Comparison of errors in estimating the coordinates of the control receiver with a given level allows you to control the accuracy of the LCC. The disadvantage of this method is the impossibility of operational automated control of the accuracy of the channels for measuring pseudorange on the LCC and onboard the aircraft (with a delay of not more than 3 seconds). In addition, this method also leads to an increase in the complexity and cost of LCX.
Содержащиеся в работе [6] предложения касаются анализа статистик (отношения сигнал/шум и погрешности (невязки) систем слежения за задержкой) в отдельных спутниковых каналах, при этом отсутствуют рекомендации относительно контроля точности работы ЛККС в целом.The proposals contained in [6] relate to the analysis of statistics (signal-to-noise ratios and errors (residuals) of delay tracking systems) in individual satellite channels, while there are no recommendations regarding the control of the accuracy of the LCCS as a whole.
Наиболее близким к заявляемому является способ посадки, защищенный патентом [2] и принятый за прототип заявляемого изобретения.Closest to the claimed is the landing method, protected by patent [2] and adopted as a prototype of the claimed invention.
Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы по патенту [2] состоит в том, что определяют текущие координаты летательного аппарата по ориентации относительно нескольких спутников с известными координатами, для чего производят прием сигналов спутников с помощью бортового приемника, определяя псевдодальности, одновременно производят прием сигналов спутников на локальной контрольно-корректирующей станции с известным местоположением с помощью наземного приемника, вычисляют дифференциальные поправки псевдодальностей, транслируют их и координаты заданной глиссады на борт летательного аппарата через линию передачи данных, а на борту производят прием и обработку упомянутых дифференциальных поправок, на основе которых корректируют значения псевдодальностей и формируют отклонение текущих координат летательного аппарата от заданной глиссады, при этом на локальной контрольно-корректирующей станции предварительно формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов, вводят упомянутую диаграмму в наземную базу данных, непрерывно по наземной базе данных определяют прогнозируемое значение дисперсии наземной ошибки многолучевости для каждого спутника в соответствии с его текущими относительными угловыми координатами, одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки наземного приемника, вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий наземной ошибки многолучевости и шумовой ошибки наземного приемника, непрерывно определяют мгновенное значение зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости, используя кодовые и фазовые измерения псевдодальности наземным приемником и измерение отношения сигнал/шум наземного приемника, на основе упомянутого мгновенного значения вычисляют текущее значение дисперсии наземной ошибки многолучевости, производят для каждого спутника сравнение текущего значения дисперсии наземной ошибки многолучевости с прогнозируемым значением данной дисперсии, содержащимся в наземной базе данных, выбирают максимальное из сравниваемых значений дисперсии, при этом по максимальному значению дисперсии наземной ошибки многолучевости и одновременно вычисляемому значению дисперсии шумовой ошибки наземного приемника вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий наземной ошибки многолучевости и шумовой ошибки наземного приемника, вычисляют для каждого спутника среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдодальности и транслируют его через линию передачи данных в общем пакете информации с дифференциальными поправками псевдодальностей и координатами заданной глиссады, одновременно корректируют упомянутую наземную диаграмму по непрерывно определяемому текущему значению дисперсии зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости для каждого спутника, а на борту предварительно формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от элементов конструкции корпуса данного типа летательного аппарата, вводят упомянутую диаграмму в бортовую базу данных, непрерывно по бортовой базе данных определяют дисперсию бортовой ошибки многолучевости с учетом угловой ориентации летательного аппарата относительно текущего положения каждого спутника, одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки бортового приемника, далее определяют дисперсию бортовой ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий бортовой ошибки многолучевости и дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, определяют дисперсию суммарной ошибки псевдодальности как сумму дисперсий наземной и бортовой ошибок псевдодальности для каждого спутника, а затем дисперсии суммарных ошибок псевдодальностей всех спутников используют для вычисления уточненных координат летательного аппарата и достоверности их определения.The method of landing aircraft using the satellite navigation system according to the patent [2] consists in determining the current coordinates of the aircraft according to orientation with respect to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining pseudorange, simultaneously receive satellite signals at a local control station with a known location using a ground-based receiver, differential pseudo-range corrections, translate them and the coordinates of the given glide path to the aircraft through the data line, and on board carry out the mentioned differential corrections, based on which the pseudo-range values are adjusted and the current coordinates of the aircraft deviate from the given glide path, while on the local of the control and correction station preliminarily form a diagram of the volume distribution of the predicted variance of the ground multipath error, due to the mirror reflection of satellite signals from the terrain and surrounding objects, the above diagram is introduced into the ground-based database, the predicted value of the dispersion of the ground multipath error for each satellite is continuously determined from the ground-based database in accordance with its current relative angular coordinates, and the dispersion of the noise error of the ground is simultaneously determined receiver, calculate the variance of the ground pseudorange error in the form of the sum of the variances of the ground multipath error and the noise error and the ground receiver, continuously determine the instantaneous value of the mirror component of the ground multipath error, using code and phase measurements of the pseudorange by the ground receiver and measure the signal-to-noise ratio of the ground receiver, based on the said instantaneous value, calculate the current value of the dispersion of the ground multipath error, compute for each satellite the current the variance of the ground multipath error with the predicted value of this variance contained in the ground ba e of the data, select the maximum of the compared dispersion values, while the maximum dispersion of the ground multipath error and the simultaneously calculated value of the dispersion of the noise error of the ground receiver calculate the variance of the ground pseudorange error as the sum of the variances of the ground multipath error and the noise of the ground receiver, calculate for each satellite the mean square value of the ground pseudorange error and translate it through the data line in a common information packet and with differential pseudorange corrections and the coordinates of the given glide path, simultaneously correct the above-mentioned ground diagram by continuously determining the current dispersion value of the mirror component of the ground multipath error for each satellite, and on-board pre-form the volume distribution diagram of the predicted variance of the onboard multipath error due to mirror reflection of satellite signals from structural elements of the hull of this type of aircraft a, the aforementioned diagram is introduced into the on-board database, the dispersion of the on-board multipath error is continuously determined from the on-board database taking into account the angular orientation of the aircraft relative to the current position of each satellite, the dispersion of the noise error of the on-board receiver is determined at the same time, then the variance of the pseudorange onboard error is determined as the sum of the variances the airborne multipath error and the variance of the noise error of the airborne receiver, determine the variance of the total pseudorange error as with MTN dispersions terrestrial and onboard pseudorange error for each satellite, and then the total error variance pseudoranges of all satellites are used to compute the refined coordinates of the aircraft and accuracy of their determination.
Основным недостатком способа-прототипа является отсутствие действий, связанных с выявлением ситуации недопустимого снижения точности системы посадки из-за эффектов радиоинтерференции.The main disadvantage of the prototype method is the lack of actions associated with identifying the situation of an unacceptable decrease in the accuracy of the landing system due to the effects of radio interference.
Кроме того, недостатком способа-прототипа является недостаточно высокая точность оценивания наземной ошибки многолучевости из-за неучета эффектов многолучевости с большим запаздыванием переотраженного радиосигнала и эффектов ионосферы.In addition, the disadvantage of the prototype method is the insufficiently high accuracy of estimating the ground multipath error due to the neglect of multipath effects with a large delay of the reflected radio signal and ionosphere effects.
Дополнительно, при оценивании дисперсии шумовой ошибки (на ЛККС и на борту ЛА) не учитывается диффузионная компонента ошибки многолучевости и влияние эффектов многолучевости на измерения отношения сигнал/шум.Additionally, when evaluating the variance of the noise error (on the LCC and on board the aircraft), the diffusion component of the multipath error and the effect of the multipath effects on the signal-to-noise ratio measurements are not taken into account.
Задачей заявляемого способа посадки ЛА с использованием спутниковой навигационной системы является повышение достоверности определения координат ЛА благодаря использованию дополнительных действий, связанных с выявлением ситуации недопустимого снижения точности работы ЛККС из-за эффектов радиоинтерференции и передачи информации о такой ситуации на борт ЛА с последующим ее анализом, а также более точному оцениванию текущего значения дисперсии наземной ошибки многолучевости (НОМ) и дисперсии шумовой ошибки (на ЛККС и на борту ЛА).The objective of the proposed method of landing an aircraft using a satellite navigation system is to increase the reliability of determining the coordinates of an aircraft due to the use of additional actions associated with identifying an unacceptable decrease in the accuracy of the LCC due to the effects of radio interference and transmitting information about such a situation on board the aircraft with subsequent analysis, and also a more accurate assessment of the current value of the dispersion of the ground multipath error (NOM) and the variance of the noise error (on the LCC and on board the aircraft).
Поставленная задача решается следующим образом.The problem is solved as follows.
Предлагается способ посадки ЛА с использованием спутниковой навигационной системы, состоящий в том, что определяют текущие координаты ЛА по ориентации относительно нескольких спутников с известными координатами, для чего производят прием сигналов спутников с помощью бортового приемника, измеряя бортовые псевдодальности и отношения сигнал/шум, одновременно производят прием сигналов спутников на ЛККС с известным местоположением с помощью наземного приемника, измеряя наземные псевдодальности и отношения сигнал/шум, вычисляют для каждого спутника дифференциальные поправки псевдодальностей, одновременно на ЛККС формируют для каждого спутника оценки дисперсии наземной ошибки многолучевости (НОМ), по значениям которых и одновременно вычисляемым для каждого спутника значениям дисперсии шумовой ошибки наземного приемника вычисляют значения дисперсии наземной ошибки псевдодальности в виде суммы оценки значений дисперсии НОМ и дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, определяют среднеквадратические значения наземной ошибки псевдодальности для каждого спутника, транслируют координаты заданной глиссады, упомянутые дифференциальные поправки псевдодальностей и среднеквадратические значения наземной ошибки псевдодальности для каждого спутника через ЛПД на борт ЛА в общем пакете информации, а на борту производят прием в общем пакете информации упомянутых дифференциальных поправок псевдодальностей, среднеквадратических значений наземной ошибки псевдодальности и координат заданной глиссады, с помощью дифференциальных поправок псевдодальностей корректируют значения бортовых псевдодальностей, с помощью среднеквадратических значений наземной ошибки псевдодальности вычисляют значения дисперсии наземной ошибки псевдодальности для каждого спутника, одновременно формируют для каждого спутника оценки дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ) и вычисляют значения дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, далее вычисляют значения дисперсии бортовой суммарной ошибки псевдодальности как сумму оценки значений дисперсии БОМ, дисперсии шумовой ошибки бортового приемника и дисперсии наземной ошибки псевдодальности, и далее, используя откорректированные с помощью дифференциальных поправок значения бортовых псевдодальностей и дисперсии бортовой суммарной ошибки псевдодальности, вычисляют текущие уточненные координаты летательного аппарата, оценивают достоверность их вычисления и формируют отклонения уточненных координат от заданной глиссады, при этом для оценки уровня помех приемника введена величина интегрального отношения сигнал/шум, определяемая как усредненное значение отношений сигнал/шум для всех используемых спутников, причем на ЛККС дополнительно формируют диаграмму временного распределения прогнозируемого наземного интегрального отношения сигнал/шум (НИОС) путем усреднения наземных отношений сигнал/шум для каждого спутника в условиях нормальной помеховой обстановки, вводят упомянутую диаграмму в наземную базу данных, непрерывно по наземной базе данных определяют прогнозируемое значение НИОС в соответствии с текущим временем и используемой группой спутников, непрерывно сравнивают значение оценки дисперсии НОМ для каждого спутника с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы спутников, для которых значение оценки дисперсии НОМ оказывается, соответственно, ниже и выше заданного порога, при этом с помощью измерений наземных отношений сигнал/шум для первой группы спутников определяют текущее значение НИОС путем вычисления взвешенного среднего значения измерений наземных отношений сигнал/шум, причем весовые коэффициенты взвешенного среднего значения связывают с углом места этих спутников функциональной зависимостью, выбираемой так, чтобы устранить скачкообразное изменение текущего значения НИОС во времени, а измерения наземных отношений сигнал/шум для второй группы спутников не используются при определении текущего значения НИОС, непрерывно формируют показатель целостности и непрерывности ЛККС и транслируют его на борт ЛА в упомянутом общем пакете информации, при этом также непрерывно на ЛККС производят сравнение текущего и прогнозируемого значений НИОС и в случае превышения прогнозируемого значения на заданную пороговую величину значение упомянутого показателя целостности и непрерывности устанавливают в состояние тревоги, а в случае непревышения упомянутого прогнозируемого значения на заданную пороговую величину корректируют хранящееся в базе данных прогнозируемое значение НИОС с помощью его текущего значения, а на борту ЛА формируют диаграмму временного распределения прогнозируемого бортового интегрального отношения сигнал/шум (БИОС) путем усреднения бортовых отношений сигнал/шум для каждого спутника в условиях нормальной помеховой обстановки, вводят упомянутую диаграмму в бортовую базу данных, непрерывно по бортовой базе данных определяют прогнозируемое значение БИОС в соответствии с текущим временем и используемой группой спутников, непрерывно сравнивают значение оценки дисперсии БОМ для каждого спутника с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы спутников, для которых значение оценки дисперсии БОМ оказывается, соответственно, ниже и выше заданного порога, при этом с помощью измерений бортовых отношений сигнал/шум для первой группы спутников определяют текущее значение БИОС путем вычисления взвешенного среднего значения измерений бортовых отношений сигнал/шум, причем весовые коэффициенты взвешенного среднего значения связывают с углом места этих спутников функциональной зависимостью, выбираемой так, чтобы устранить скачкообразное изменение текущего значения БИОС во времени, а измерения бортовых отношений сигнал/шум для второй группы спутников не используются при определении текущего значения БИОС, производят прием в общем пакете информации и анализ упомянутого показателя целостности и непрерывности и, если его значение находится в состоянии тревоги, запрещают коррекцию псевдодальностей с помощью дифференциальных поправок и формируют соответствующее предупреждение о снижении точности системы, одновременно производят сравнение текущего и прогнозируемого значений БИОС и в случае превышения прогнозируемого значения на заданную пороговую величину формируют сигнал тревоги, запрещающий использование спутниковой системы для целей посадки ЛА, а в случае непревышения упомянутого прогнозируемого значения на заданную пороговую величину корректируют хранящееся в базе данных прогнозируемое значение БИОС с помощью его текущего значения.A method for landing an aircraft using a satellite navigation system is proposed, which consists in determining the current coordinates of the aircraft according to their orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using an on-board receiver, measuring the on-board pseudorange and signal-to-noise ratio, at the same time reception of satellite signals at the LCC with a known location using a ground-based receiver, measuring ground pseudorange and signal-to-noise ratio, are calculated for each of the satellite, differential corrections of pseudorange, simultaneously for each satellite, form the estimates of the dispersion of the ground multipath error (LOM) for each satellite, using the values of which and the values of the dispersion of the noise error of the ground receiver calculated for each satellite, calculate the variance of the ground error of the pseudorange as the sum of the estimates of the variance of the NOM and the variance of the noise error of the ground receiver, determine the root mean square values of the ground pseudorange error for each satellite transmit the coordinates of the given glide path, the aforementioned differential pseudorange corrections and the mean square values of the ground pseudorange error for each satellite through the LPD on board the aircraft in the general information packet, and on board carry out the said differential pseudorange corrections, the mean square values of the ground pseudorange error and coordinates of a given glide path, using the differential corrections of pseudorange, adjust the values of the onboard pseudorange using the rms values of the ground pseudorange error, calculate the variance of the ground pseudorange error for each satellite, simultaneously compute the estimates of the variance of the airborne multipath error (BOM) for each satellite, and calculate the variance of the noise error of the airborne receiver, then calculate the variance of the airborne total pseudorange error as the sum of the estimates of the variance of the BOM, the variance of the noise error of the airborne receiver and the variance of the ground error of the pseudorange, and further, using the onboard pseudorange and variance of the onboard total pseudorange errors corrected using differential corrections, the current updated coordinates of the aircraft are calculated, the accuracy of their calculation is estimated and deviations of the adjusted coordinates from the given glide path are formed, and the integral signal-signal value is introduced to estimate the receiver interference level / noise, defined as the average value of the signal-to-noise ratios for all satellites used, moreover, on the LCC additionally form a diagram of the temporal distribution of the predicted ground-based integral signal-to-noise ratio (NRI) by averaging the ground-based signal-to-noise ratios for each satellite in a normal jamming environment, enter the above diagram into the ground-based database, continuously determine the predicted value of the NRI according to the ground-based database in accordance with the current time and the group of satellites used, they continuously compare the value of the NOM dispersion estimate for each satellite with a given threshold and identify the first and second groups of satellites, for which the value of the NOM dispersion estimate is, respectively, lower and higher than a given threshold, while using the measurements of ground-based signal-to-noise ratios for the first group of satellites, the current NIOS is determined by calculating the weighted average value of measurements of the ground-based signal / noise, and the weighted average weighted coefficients are associated with the elevation angle of these satellites with a functional dependence chosen so as to eliminate an abrupt change in the current the time of the NIOS in time, and measurements of ground-based signal-to-noise ratios for the second group of satellites are not used to determine the current value of the NIOS, they continuously form an indicator of the integrity and continuity of the LCC and transmit it on board the aircraft in the aforementioned general information package, while also continuously comparing the current and predicted values of the NIOS and, if the predicted value is exceeded by a predetermined threshold value, the value of the mentioned indicator of integrity and continuity is set in alarm alert, and in case of non-exceeding of the predicted value by a predetermined threshold value, the predicted NIOS value stored in the database is adjusted using its current value, and on board the aircraft, a time distribution diagram of the predicted on-board integral signal-to-noise ratio (BIOS) is formed by averaging the on-board ratios signal-to-noise ratio for each satellite under normal interference conditions, enter the above diagram into the on-board database, continuously using the on-board database they add the predicted BIOS value in accordance with the current time and the used group of satellites, continuously compare the value of the estimated variance of the BOM for each satellite with a given threshold and identify the first and second groups of satellites for which the value of the estimated variance of the BOM is lower and higher than the specified threshold, respectively while using the measurements of the onboard signal-to-noise ratios for the first group of satellites, the current BIOS value is determined by calculating the weighted average value of the measurements of the onboard ratios nth signal / noise, and the weighted average weighted coefficients are associated with the elevation angle of these satellites with a functional dependence chosen so as to eliminate an abrupt change in the current BIOS value over time, and measurements of the on-board signal-to-noise ratios for the second group of satellites are not used to determine the current value BIOS, receive in a common package of information and analyze the mentioned indicator of integrity and continuity and, if its value is in a state of alarm, prohibit pseudo correction using the differential corrections, they generate an appropriate warning about a decrease in the accuracy of the system, simultaneously compare the current and forecasted BIOS values and, if the predicted value is exceeded by a predetermined threshold value, they generate an alarm prohibiting the use of the satellite system for landing purposes, and in case of non-exceeding of the aforementioned the predicted value for a given threshold value is adjusted stored in the database the predicted value of BIOS with schyu its current value.
Предлагается также на ЛККС прием сигналов спутников выполнять, в общем случае, с помощью М наземных приемников, в каждом из которых производить формирование и сравнение текущего и прогнозируемого значений НИОС, причем состояние показателя целостности и непрерывности ЛККС устанавливать в состояние тревоги в случае, если для L из М наземных приемников произошло превышение прогнозируемого значения НИОС относительно его текущего значения на заданную пороговую величину.It is also proposed to receive satellite signals at the LCCC, in general, with the help of M ground-based receivers, in each of which the formation and comparison of the current and predicted NIOS values are made, and the state of the LCCS integrity and continuity indicator should be set to alarm if for L of the M ground receivers, the predicted value of the NIOS was exceeded relative to its current value by a predetermined threshold value.
Также предлагается на ЛККС при формировании для каждого спутника оценки дисперсии НОМ с использованием кодовых и фазовых измерений наземных псевдодальностей и отношений сигнал/шум предварительно формировать среднечастотную вариацию измерений наземных отношений сигнал/шум (НОС) и среднечастотную вариацию измерений наземных псевдодальностей (НП), вычислять произведение упомянутых вариаций и определять ковариацию измерений НОС и НП путем сглаживания этого произведения, определять сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НОС, формировать первую оценку ошибки многолучевости путем умножения среднечастотной вариации измерений НОС на ковариацию и деления результата на сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений HOC, определять дисперсию НОМ путем возведения в квадрат оценки ошибки многолучевости, при этом дополнительно производить компенсацию скоростной динамической ошибки в среднечастотных вариациях измерений НОС и измерений НП, определять сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НП, формировать дополнительную оценку ошибки многолучевости путем умножения среднечастотной вариации измерений НОС на сглаженный квадрат среднечастотной вариации измерений НП и деления результата на упомянутую ковариацию, сравнивать модуль ковариации с заданным порогом и перед определением оценки дисперсии наземной ошибки многолучевости производить формирование окончательной оценки ошибки многолучевости таким образом, что в случае превышения заданного порога формировать окончательную оценку ошибки многолучевости как среднее арифметическое двух упомянутых оценок ошибки многолучевости, а в случае непревышения заданного порога использовать в качестве окончательной оценки ошибки многолучевости среднечастотную вариацию измерений НП.It is also proposed at the LCC that, when forming for each satellite, estimates of the NOM dispersion using code and phase measurements of ground-based pseudorange and signal-to-noise ratios, preliminarily generate the mid-frequency variation of measurements of ground-based signal-to-noise ratios (FNL) and the mid-frequency variation of measurements of ground-based pseudorange (NP), calculate the product the mentioned variations and determine the covariance of the measurements of the nose and the NP by smoothing this product, determine the smoothed value of the square of the mid-frequency variation and FNL measurements, generate the first estimate of the multipath error by multiplying the mid-frequency variation of the FNL measurements by covariance and dividing the result by the smoothed square of the mid-frequency variation of the HOC measurements, determine the variance of the NOM by squaring the multipath error estimate, and additionally compensate for the dynamic dynamic error in the mid-frequency variations of the measurements of the NOS and measurements of the NP, determine the smoothed value of the square of the mid-frequency variation of the measurements of the NP, form l an additional estimate of the multipath error by multiplying the mid-frequency variation of the FNL measurements by the smoothed square of the mid-frequency variation of the NP measurements and dividing the result by the said covariance, compare the covariance modulus with a given threshold and, before determining the estimate of the dispersion of the ground multipath error, form the final estimate of the multipath error in such a way that in case of exceeding a predetermined threshold, form a final estimate of the multipath error as the arithmetic mean of the two mentioned estimates of the multipath error, and in the case of not exceeding the specified threshold, use as the final estimate of the multipath error the mid-frequency variation of the NP measurements.
Предлагается также на ЛККС вычисление значений дисперсии шумовой ошибки наземного приемника производить в комплексе с определением дисперсии диффузионной компоненты наземной ошибки многолучевости, а на борту ЛА вычисление значений дисперсии шумовой ошибки бортового приемника производить в комплексе с определением дисперсии диффузионной компоненты бортовой ошибки многолучевости, при этом формировать на ЛККС и на борту ЛА выборочные дисперсии высокочастотной вариации измерений НП, пересчитывать упомянутые дисперсии в значения дисперсии шумовых ошибок с учетом сглаживающих свойств алгоритма совместной фильтрации кодовых и фазовых измерений псевдодальностей.It is also proposed at the LCC to calculate the dispersion of the noise error of the ground receiver in combination with the dispersion of the diffusion component of the ground multipath error, and on board the aircraft to calculate the dispersion of the noise error of the airborne receiver in combination with the dispersion of the diffusion component of the airborne multipath error, LCCS and onboard LA sampled dispersions of high-frequency variation of the measurements of NPs, recalculate the mentioned dispersions into dis ersii noise error given smoothing properties collaborative filtering algorithm code and phase measurements of pseudorange.
Суть заявляемого способа поясняется с помощью Фиг.1 и Фиг.2, на которых представлена последовательность операций при реализации способа посадки. Прямоугольникам с закругленными углами соответствуют операции прототипа, прямоугольникам из штриховых линий - дополнительные известные операции, прямоугольникам из сплошных линий соответствуют новые операции заявляемого способа.The essence of the proposed method is illustrated using Figure 1 and Figure 2, which presents the sequence of operations when implementing the landing method. Rectangles with rounded corners correspond to operations of the prototype, rectangles from dashed lines correspond to additional known operations, rectangles from solid lines correspond to new operations of the proposed method.
На Фиг.3-6 представлены экспериментальные данные, иллюстрирующие заявляемый способ.Figure 3-6 presents experimental data illustrating the inventive method.
Способ, согласно Фиг.1, включает следующие операции, характерные для способа-прототипа: прием сигналов спутников на борту ЛА, измерение бортовых псевдодальностей и отношений сигнал/шум 1, прием сигналов спутников на ЛККС, измерение наземных псевдодальностей и отношений сигнал/шум 2, вычисление дифференциальных поправок псевдодальностей 3, формирование оценок дисперсии НОМ 4, вычисление значений дисперсии шумовой ошибки наземного приемника и дисперсии наземной ошибки псевдодальности 5, определение среднеквадратических значений наземной ошибки псевдодальности 6, трансляция общего пакета информации через ЛПД на борт ЛА 7. На борту ЛА производят прием общего пакета информации 8, коррекцию значений бортовых псевдодальностей 9, формирование оценок дисперсии БОМ 10, вычисление значений дисперсии шумовой ошибки бортового приемника и вычисление значений дисперсии бортовой суммарной ошибки псевдодальности 11, вычисление текущих уточненных координат ЛА, оценку достоверности их вычисления, формирование отклонения уточненных координат от заданной глиссады 12.The method according to FIG. 1 includes the following operations specific to the prototype method: receiving satellite signals on board an aircraft, measuring pseudorange and signal-to-
Предлагаются следующие дополнительные по отношению к способу-прототипу, в том числе новые, операции, реализующие заявленный способ.The following are additional with respect to the prototype method, including new ones, operations that implement the claimed method.
На ЛККС выполняют формирование диаграммы временного распределения прогнозируемого НИОС, ввод диаграммы в наземную базу данных, определение прогнозируемого значения НИОС 13. Для формирования диаграммы временного распределения прогнозируемого НИОС используются выполненные в условиях нормальной помеховой обстановки предварительные измерения наземных отношений сигнал/шум, с помощью которых для всех N видимых в данный момент времени спутников вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум по формуле [12]:The LCCC performs the formation of the time distribution diagram of the predicted NIOS, inputting the diagram into the ground-based database, determining the predicted value of the NIOS 13. To form the time distribution diagram of the predicted NIOS, preliminary measurements of ground-based signal-to-noise ratios performed under normal interference conditions are used, with which for all N satellites currently visible calculate the weighted average signal-to-noise ratio using the formula [12]:
где SNRi(tk) - наземное отношение сигнал/шум для i-го спутника в момент времени tk; αi(tk) - весовой коэффициент; 
Использование весовых коэффициентов αi(tk) позволяет устранить скачки в зависимости 
Результаты вычислений
Значение оценки дисперсии НОМ сравнивают с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы спутников 14. Для первой группы спутников значение оценки дисперсии НОМ оказывается ниже порога и, следовательно, сигналы первой группы спутников не подвержены эффектам многолучевости. Порог выбирается, исходя из величины среднеквадратического значения ошибки (шумовой компоненты) σHOM при оценке НОМ в наименее благоприятных (при малом значении EL(tk)) условиях работы спутникового канала (например, порог может быть установлен на уровне 3σHOM).The value of the estimate of the dispersion of the NOM is compared with a given threshold and the first and second groups of satellites are detected 14. For the first group of satellites, the value of the estimate of the dispersion of the NOM is below the threshold and, therefore, the signals of the first group of satellites are not subject to multipath effects. The threshold is selected based on the root mean square value of the error (noise component) σ HOM when evaluating the NOM in the least favorable (with a small EL (t k ) value) operating conditions of the satellite channel (for example, the threshold can be set at 3σ HOM ).
С помощью измерений наземного отношения сигнал/шум для первой группы спутников, сигналы которых не подвержены эффектам многолучевости, определяют текущее значение НИОС 15. Для этой цели используют текущие измерения наземного отношения сигнал/шум, с помощью которых вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум 
Одновременно формируют показатель целостности и непрерывности ЛККС 16 (Ground Continuity and Integrity Designator [3, 11]) и транслируют его через ЛПД на борт ЛА в общем пакете информации 7. В нормальном режиме работы ЛККС этому показателю присваивают значение, равное единице [3].At the same time, an LCCS 16 integrity and continuity indicator (Ground Continuity and Integrity Designator [3, 11]) is generated and transmitted through the LCD to the aircraft in the
Далее производят сравнение текущего и прогнозируемого значений НИОС 17 и в случае превышения прогнозируемого значения НИОС на заданную пороговую величину значение показателя целостности и непрерывности ЛККС устанавливают в состояние тревоги 18 (в этом случае это значение равно семи [11]). При наличии эффектов радиоинтерференции наземное отношение сигнал/шум уменьшается, что и позволяет оперативно контролировать точность работы ЛККС. Пороговая величина выбирается с учетом среднеквадратического значения шумовой компоненты σсш в измерениях наземного отношения сигнал/шум в наименее благоприятных (при малом значении EL(tk)) условиях работы спутникового канала. При формировании текущего значения НИОС шумовая компонента в результате усреднения уменьшается до значения 
В случае же непревышения прогнозируемого значения НИОС на заданную пороговую величину выполняется коррекция хранящегося в наземной базе данных прогнозируемого значения НИОС с помощью текущего значения НИОС 15. Необходимость такой коррекции объясняется изменениями в мощности излучаемого спутниками радиосигнала и условиями его распространения при перемене погоды и времен года. При коррекции используется известный алгоритм α-фильтра [2]:If the predicted NIOS value does not exceed the specified threshold value, the predicted NIOS value stored in the ground-based database is corrected using the current NIOS value 15. The need for such a correction is explained by changes in the power of the radio signal emitted by the satellites and the conditions of its propagation when the weather and seasons change. During correction, the well-known α-filter algorithm is used [2]:
где 
На борту ЛА тем же способом что и на ЛККС, выполняют формирование диаграммы временного распределения прогнозируемого БИОС, ввод ее в бортовую базу данных, определение прогнозируемого значения БИОС 19.On board the aircraft in the same way as on the LCC, they perform the formation of a diagram of the temporary distribution of the predicted BIOS, enter it into the on-board database, determine the predicted value of the BIOS 19.
Значение оценки дисперсии БОМ сравнивают с заданным порогом и выявляют первую и вторую группы спутников 20. Для первой группы спутников значение оценки дисперсии БОМ оказывается ниже порога и, следовательно, сигналы первой группы спутников не подвержены эффектам многолучевости. При выборе порога используются те же соображения, что и на ЛККС.The value of the BOM dispersion estimate is compared with a predetermined threshold and the first and second groups of
С помощью измерений бортового отношения сигнал/шум для первой группы спутников, сигналы которых не подвержены эффектам многолучевости, определяют текущее значение БИОС 21. Для этой цели используют текущие измерения бортового отношения сигнал/шум, с помощью которых вычисляют взвешенное среднее значение отношения сигнал/шум 
Производят прием (в общем пакете информации 8) и анализ упомянутого показателя целостности и непрерывности ЛККС. Если работа ЛККС находится в номинальном режиме (состояние показателя равно единице), то принятые через ЛПД дифференциальные поправки ЛККС используются для коррекции измеряемых на борту ЛА псевдодальностей 9. Если на ЛККС выявлены эффекты радиоинтерференции (состояние показателя равно семи), то запрещают коррекцию псевдодальностей с помощью дифференциальных поправок (отключают дифференциальный режим) и формируют соответствующее предупреждение о снижении точности системы 22.They make a reception (in the general information package 8) and analyze the mentioned indicator of integrity and continuity of the LCCS. If the LCCS operation is in the nominal mode (the state of the indicator is equal to unity), then the differential LCCS received through the LPD are used to correct the pseudorange measured on board the
Кроме того, на борту ЛА производят сравнение текущего и прогнозируемого значений БИОС 23 и в случае превышения прогнозируемого значения БИОС на заданную пороговую величину формируют сигнал тревоги, запрещающий использование спутниковой системы для целей посадки ЛА 24. При выборе пороговой величины используются те же соображения, что и на ЛККС.In addition, on board the aircraft, the current and predicted BIOS values are compared 23 and, if the predicted BIOS value is exceeded by a predetermined threshold value, an alarm is generated prohibiting the use of the satellite system for landing purposes of the
Суть предложений относительно способа формирования оценок дисперсии НОМ на ЛККС с использованием кодовых и фазовых измерений наземных псевдодальностей и отношений сигнал/шум поясняется с помощью Фиг.2.The essence of the proposals regarding the method of generating estimates of the dispersion of the NOM on the LCC using code and phase measurements of ground-based pseudorange and signal-to-noise ratios is explained using FIG. 2.
Способ, согласно Фиг.2, включает следующие операции, характерные для способа-прототипа: формирование среднечастотной вариации измерений наземного отношения сигнал/шум (НОС) 25, формирование среднечастотной вариации измерений наземной псевдодальности (НП) 26, вычисление произведения упомянутых среднечастотных вариаций и определение ковариации измерений НОС и НП 27 путем сглаживания этого произведения, определение сглаженного значения квадрата среднечастотной вариации измерений НОС 28, формирование первой оценки ошибки многолучевости 29 путем умножения среднечастотной вариации измерений НОС на ковариацию и деления результата на сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений HOC [7], определение оценки дисперсии НОМ 30 путем возведения в квадрат оценки ошибки многолучевости.The method according to FIG. 2 includes the following operations specific to the prototype method: generating a mid-frequency variation of measurements of the ground signal-to-noise ratio (NLO) 25, generating a mid-frequency variation of measurements of the ground pseudorange (NP) 26, calculating the product of the said mid-frequency variations and determining the covariance measurements of the NOS and NP 27 by smoothing this product, determining the smoothed value of the square of the mid-frequency variation of the measurements of the
Предлагаются следующие дополнительные, в том числе новые, операции, реализующие заявленный способ формирования оценок дисперсии НОМ.The following additional, including new, operations are proposed that implement the claimed method for generating estimates of the variance of NOM.
Предлагается формирование среднечастотной вариации измерений НОС 25 и формирование среднечастотной вариации измерений НП 26 выполнять с компенсацией скоростной динамической ошибки. При этом измерения НОС фильтруют с помощью фильтра не ниже 2-го порядка астатизма. В качестве такого фильтра можно, например, использовать алгоритм αβ-фильтра [8]:It is proposed that the formation of the mid-frequency variation of the measurements of the nose 25 and the formation of the mid-frequency variation of the measurements of
x1(k)=x1(k-1)+Δtx2(k-1)+α(k)Δ1(k),x 1 (k) = x 1 (k-1) + Δtx 2 (k-1) + α (k) Δ 1 (k),
x2(k)=x2(k-1)+β(k)Δ1(k),x 2 (k) = x 2 (k-1) + β (k) Δ 1 (k),
Δ1(k)=z1(k)-[x1(k-1)+Δtx2(k-1)],Δ 1 (k) = z 1 (k) - [x 1 (k-1) + Δtx 2 (k-1)],
где x1(k), x2(k) - оценки фильтрованных измерений HOC и его скорости, соответственно; z1(k)=SNR(k) - измерения HOC; Δt - интервал временной дискретизации; k - текущее дискретное время;where x 1 (k), x 2 (k) are the estimates of the filtered measurements of HOC and its speed, respectively; z 1 (k) = SNR (k) - HOC measurements; Δt is the time sampling interval; k is the current discrete time;
α(k)=2·10-3, β(k)=10-6 при k≥3000.α (k) = 2 · 10 -3 , β (k) = 10 -6 for k≥3000.
Выбор указанных значений коэффициентов сглаживания α(k) и β(k) обеспечивает отфильтровывание недоступной для оценивания данным способом спектральных составляющих ошибки многолучевости с интервалом корреляции более 500 секунд. Выбор переменных коэффициентов сглаживания уменьшает длительность переходного процесса алгоритма αβ-фильтра.The choice of the indicated values of the smoothing coefficients α (k) and β (k) allows filtering out the spectral components of the multipath error, which is inaccessible for estimation by this method, with a correlation interval of more than 500 seconds. The choice of variable smoothing coefficients reduces the duration of the transient process of the αβ filter algorithm.
Кодовые и фазовые измерения НП фильтруют с помощью фильтра не ниже 2-го порядка астатизма, причем описанный ранее алгоритм αβ-фильтра следует видоизменить с использованием принципа инвариантности [9]:Code and phase measurements of NPs are filtered using a filter of at least 2nd order astatism, and the αβ filter algorithm described earlier should be modified using the invariance principle [9]:
y1(k)=y1(k-1)+δz3(k)+Δty2(k-1)+α(k)Δ2(k),y 1 (k) = y 1 (k-1) + δz 3 (k) + Δty 2 (k-1) + α (k) Δ 2 (k),
y2(k)=y2(k-1)+β(k)Δ2(k),y 2 (k) = y 2 (k-1) + β (k) Δ 2 (k),
Δ2(k)=z2(k)-[y1(k-1)+δz3(k)+Δty2(k-1)],Δ 2 (k) = z 2 (k) - [y 1 (k-1) + δz 3 (k) + Δty 2 (k-1)],
где y1(k), y2(k) - оценки фильтрованной НП и ее скорости, соответственно; z2(k) - кодовые измерения НП; δz3(k)=z3(k)-z3(k-1) - приращение фазовых измерений НП.where y 1 (k), y 2 (k) are the estimates of the filtered NP and its speed, respectively; z 2 (k) - code measurements of NP; δz 3 (k) = z 3 (k) -z 3 (k-1) is the increment of the phase measurements of the NP.
В качестве выходных сигналов αβ-фильтров используются сигналы рассогласования фильтров (невязки) Δ1(k) и Δ2(k), причем сами αβ-фильтры выполняют функцию фильтров верхних частот. Оценки скоростей обеспечивают компенсацию скоростной динамической ошибки, обусловленной изменением среднего уровня НОС (в первом αβ-фильтре) и ионосферной задержки радиосигнала (во втором αβ-фильтре). В результате, невязки Δ1(k) и Δ2(k) не имеют смещений при формировании ошибки многолучевости с интервалом корреляции до 500 секунд.As the output signals of the αβ filters, the filter mismatch signals (residuals) Δ 1 (k) and Δ 2 (k) are used, and the αβ filters themselves act as high-pass filters. The velocity estimates compensate for the dynamic velocity error due to a change in the average level of the nose (in the first αβ filter) and the ionospheric delay of the radio signal (in the second αβ filter). As a result, the residuals Δ 1 (k) and Δ 2 (k) do not have biases when a multipath error is generated with a correlation interval of up to 500 seconds.
Далее невязки Δ1(k) и Δ2(k) сглаживаются с помощью описанных в [2] алгоритмов α-фильтров с коэффициентами сглаживания 0,01, так что на выходе этих фильтров формируются среднечастотные вариации измерений HOC 
При формировании оценки ошибки многолучевости с использованием измерений НОС следует учесть следующие соображения.When generating an estimate of the multipath error using measurements of the nose, the following considerations should be taken into account.
Связь ошибки многолучевости М со среднечастотными вариациямиThe relationship of the multipath error M with mid-frequency variations
где β - нормирующий множитель; ν1 - ошибка измерения HOC; ν2 - ошибка кодовых измерений НП (включает в себя шумовую и ионосферную компоненты).where β is the normalizing factor; ν 1 - measurement error HOC; ν 2 - error of code measurements of NP (includes noise and ionospheric components).
Специфической особенностью задачи формирования оценки ошибки многолучевости 
Дополнительно определяют сглаженное значение квадрата среднечастотной вариации измерений НП 31 и формируют дополнительную оценку ошибки многолучевости 32 путем умножения среднечастотной вариации измерений НОС на сглаженный квадрат среднечастотной вариации измерений НП и деления результата на упомянутую ковариацию.Additionally, the smoothed value of the square of the mid-frequency variation of the measurements of the
Выполнение указанных действий 27, 28 и 31 математически описывается следующими выражениями:The implementation of these
где Е{.} - оператор усреднения (операцию усреднения или сглаживания выполняет α-фильтр с коэффициентом сглаживания менее 0,001); 
Далее формируют оценку нормирующего множителяNext, form the estimation of the normalizing factor
и оценку обратной величины от нормирующего множителяand an estimate of the reciprocal of the normalizing factor
где σ3 2 и σ4 2 - ошибки оценивания β и 1/β, соответственно.where σ 3 2 and σ 4 2 are the estimation errors β and 1 / β, respectively.
Эти оценки используются для построения двух оценок ошибки многолучевости:These estimates are used to construct two multipath error estimates:
Из-за ошибок измерения НОС оценка 
Построенная таким образом оценка среднечастотной компоненты ошибки зеркальной многолучевости базируется на предположении о линейной связи эффектов многолучевости в кодовых измерениях НП и измерениях НОС. Такое предположение справедливо при наличии одного сильного зеркального отражения и небольшом запаздывании переотраженного сигнала, приводящем к искажению вершины корреляционного пика кода псевдодальности. При действии нескольких отражений с разными задержками нельзя найти общий коэффициент β. В случае же эффектов многолучевости с большим запаздыванием переотраженного сигнала возможно искажение заднего ската корреляционного пика. Это вызывает появление ошибки в кодовых измерениях псевдодальности, однако может не затронуть измерения НОС, которые выполняются на вершине корреляционного пика. Такие эффекты построенная оценка также не учитывает.The thus constructed estimate of the mid-frequency component of the mirror multipath error is based on the assumption of a linear relationship between the multipath effects in the code measurements of nonlinear pulses and the measurements of the nose. This assumption is valid in the presence of one strong specular reflection and a small delay in the re-reflected signal, which leads to a distortion of the peak of the correlation peak of the pseudorange code. Under the action of several reflections with different delays, the total coefficient β cannot be found. In the case of multipath effects with a large delay in the reflected signal, distortion of the back slope of the correlation peak is possible. This causes an error in the code measurements of the pseudorange, however, it may not affect the measurements of the nose, which are performed at the top of the correlation peak. The constructed estimate also does not take into account such effects.
Для устранения этого недостатка предлагается использовать построенную оценку ошибки многолучевости лишь в том случае, когда имеется существенная корреляция между кодовыми измерениями НП и измерениями НОС. В качестве статистики, характеризующей такую корреляцию, применяется ковариация измерений НОС и НП 
При формировании оценки дисперсии НОМ на основе полученного предложенным способом мгновенного значения зеркальной компоненты НОМ учитывается функция плотности распределения вероятностей оценки 
Суть предложений относительно способа определения шумовой ошибки (на ЛККС и на борту ЛА) поясняется ниже.The essence of the proposals regarding the method for determining noise error (on the LCC and on board the aircraft) is explained below.
В прототипе [2] предложен способ оценки уровня шума приемника, основанный на зависимости шумовой ошибки от отношения сигнал/шум, измеряемого навигационным приемником. Сущность этого способа заключается в том, что дисперсию ошибки системы слежения за задержкой (т.е. вариацию измерений псевдодальности) при известном отношении сигнал/шум нетрудно рассчитать по формуле:In the prototype [2], a method is proposed for estimating the noise level of a receiver based on the dependence of the noise error on the signal-to-noise ratio measured by the navigation receiver. The essence of this method is that the variance of the error of the delay tracking system (i.e., the variation of the pseudorange measurements) with a known signal-to-noise ratio is not difficult to calculate by the formula:
где d - параметр коррелятора; BL - односторонняя шумовая полоса системы слежения за задержкой; С/N0 - отношение мощности сигнала к спектральной плотности мощности шума (измеряется приемником), λC - протяженность элемента С/А - кода радиосигнала.where d is the correlator parameter; B L - one-sided noise band of the delay tracking system; C / N 0 - the ratio of the signal power to the spectral density of the noise power (measured by the receiver), λ C - the length of the element C / A - code of the radio signal.
Далее дисперсия 
где α - коэффициент сглаживания алгоритма кодово-фазовой фильтрации псевдодальности; 
Этот способ обладает рядом недостатков, затрудняющих его применение в системе посадки ЛА:This method has several disadvantages that complicate its use in the aircraft landing system:
1) Эффекты зеркальной многолучевости влияют на оценку отношения сигнал/шум наземного приемника, что существенно искажает результаты оценивания уровня шума приемника.1) The effects of mirror multipath affect the estimation of the signal-to-noise ratio of a ground-based receiver, which significantly distorts the results of estimating the noise level of the receiver.
2) Способ не учитывает влияние эффектов диффузионной многолучевости на ошибки измерения псевдодальности.2) The method does not take into account the effect of diffusion multipath effects on pseudorange measurement errors.
3) Способ не учитывает влияние остаточной ошибки зеркальной многолучевости с интервалом корреляции менее 100 секунд (эта ошибка подавляется с помощью алгоритма кодово-фазовой фильтрации, но 100% подавление обеспечить невозможно).3) The method does not take into account the influence of the residual error of mirror multipath with a correlation interval of less than 100 seconds (this error is suppressed using the code-phase filtering algorithm, but 100% suppression cannot be ensured).
С целью устранения перечисленных недостатков для определения дисперсии шумовой ошибки наземного и бортового приемников предлагается следующее.In order to eliminate the above disadvantages, the following is proposed to determine the variance of the noise error of the ground and airborne receivers.
Для определения вариации измерений псевдодальности вместо расчета формируется выборочная дисперсия, учитывающая как шумовую компоненту, так и диффузионную компоненту ошибки многолучевости. При этом в качестве статистики, характеризующей уровень ошибки, используется невязка алгоритма кодово-фазовой фильтрации псевдодальности, квадрат которой 
где γ - параметр, влияющий на ширину «скользящего окна», в котором вычисляется дисперсия шумовой ошибки.where γ is a parameter affecting the width of the “sliding window” in which the variance of the noise error is calculated.
При выборе параметра γ используется компромиссное решение: чем меньше значение γ (шире «скользящее окно»), тем точнее оценка 
где ТФ - постоянная времени алгоритма кодово-фазовой фильтрации псевдодальности; Δt - интервал временной дискретизации, равный периоду повторения дифференциальных данных в сообщении ЛККС. F where T - the time constant of the algorithm code-phase filtering pseudoranges; Δt is the time sampling interval equal to the repetition period of the differential data in the LCX message.
Пересчет величины вариации 
В предложенном способе производится определение дисперсии шумовой ошибки приемника в реальном времени и в комплексе с определением диффузионной компоненты ошибки многолучевости. Кроме того, учитывается остаточная ошибка зеркальной многолучевости с интервалом корреляции менее 100 секунд, присутствующая в невязке ΔФ(i), а также устраняется влияние среднечастотной ошибки зеркальной многолучевости на оценку дисперсии шумовой ошибки приемника.In the proposed method, the dispersion of the receiver noise error is determined in real time and in combination with the diffusion component of the multipath error. In addition, the residual mirror multipath error with a correlation interval of less than 100 seconds, present in the discrepancy Δ Φ (i), is taken into account, and the influence of the mid-frequency mirror multipath error on the estimate of the variance of the noise error of the receiver is eliminated.
Таким образом, введение в способ посадки ЛА новых операций контроля качества работы ЛККС, а также оценивания дисперсии наземной ошибки многолучевости и дисперсий шумовых ошибок на ЛККС и борту ЛА, позволяет повысить точность определяемых координат ЛА и достоверность их определения. Контроль качества работы ЛККС, сопровождаемый операциями выявления эффектов радиоинтерференции и оповещения пилота ЛА о наличии таких эффектов на ЛККС, способствует обеспечению безопасности полетов.Thus, the introduction of new operations to control the quality of the LCCS operation, as well as to estimate the variance of the ground multipath error error and the variances of noise errors on the LCC and the aircraft board, allows the accuracy of the determined coordinates of the aircraft and the reliability of their determination to be introduced into the aircraft landing method. Quality control of the LCCS, accompanied by operations to detect the effects of radio interference and alert the pilot of the aircraft about the presence of such effects on the LCC, helps to ensure flight safety.
На графиках на Фиг.3-4 представлены результаты испытаний системы посадки при наличии эффектов радиоинтерференции (на Фиг.3. показаны отношения сигнал/шум приемника ЛККС при действии сигнала INMARSAT, на Фиг.4 - текущее значение НИОС для ЛККС). В непосредственной близости от антенны ЛККС действовала международная система связи INMARSAT, работающая в частотном диапазоне 1626,5-1660 МГц. В результате наблюдалось резкое снижение уровня отношения сигнал/шум в каналах приема GPS (Фиг.3, шаг: 400-600). Показанная на Фиг.4 зависимость от времени текущего значения НИОС демонстрирует возможность выявления эффектов радиоинтерференции на ЛККС.The graphs in Figures 3-4 show the results of tests of the landing system in the presence of radio interference effects (Figure 3 shows the signal-to-noise ratios of the LCC receiver under the influence of the INMARSAT signal, and Fig. 4 shows the current NIOS value for the LCC). In the immediate vicinity of the LKSK antenna, the INMARSAT international communication system operated in the frequency range 1626.5-1660 MHz. As a result, there was a sharp decrease in the signal-to-noise ratio in the GPS reception channels (Fig. 3, step: 400-600). Shown in FIG. 4, the time dependence of the current NIOS value demonstrates the possibility of detecting the effects of radio interference on the LCC.
В качестве примера, иллюстрирующего формирование дисперсии НОП в ЛККС в соответствии с описанным выше способом, на Фиг.5 приведены результаты формирования дифференциальной поправки псевдодальности для одного спутника GPS на временном интервале 3 часа, на Фиг.6 - показатель ЛККС GAD-A и среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдодальности (СКО НОП). Эффекты зеркальной многолучевости (с интервалом корреляции до 500 секунд) проявились на последнем часе эксперимента (Фиг.6, шаг: 6500-10500). В соответствии с этим формирование наземной ошибки псевдодальности в течение первых 2-х часов эксперимента (шаг: 0-6500) выполнялось без участия измерений отношения сигнал/шум наземного приемника (использовалась статистика 
Источники информацииInformation sources
1. Патент США №5361212, кл. G01S 5/00, заявл. 11.02.92 г., опубл. 01.11.1994 г.1. US Patent No. 5361212, cl.
2. Патент РФ №2331901, кл. G01S 5/02, Н04В 1/06, заявл. №2007128023/09(030512) 17.07.2007 г., положит. решение от 05.02.2008 г., опубл. БИ №23 20.08.2008 г.2. RF patent No. 2331901, class.
3. RTCA DO-246C, GNSS Based Precision Approach Local Area Augmentation System (LAAS) - Signal-in-Space Interface Control Document (ICD) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, April 07, 2005. - Режим доступа: http://www.rtca.org/doclist.asp.3. RTCA DO-246C, GNSS Based Precision Approach Local Area Augmentation System (LAAS) - Signal-in-Space Interface Control Document (ICD) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, April 07, 2005. - Access mode : http://www.rtca.org/doclist.asp .
4. Shau-Shiun Jan. Aircraft Landing Using a Modernized Global Positioning System And the Wide Area Augmentation System. A dissertation submitted to the department of aeronautics and astronautics and committee on graduate studies of Stanford University in partial fulfillment of the requirements for the degree of doctor of philosophy. May 2003. [Electronic resource]/ Режим доступа: http://waas.stanford.edu/pubs/index.htm.4. Shau-Shiun Jan. Aircraft Landing Using a Modernized Global Positioning System And the Wide Area Augmentation System. A dissertation submitted to the department of aeronautics and astronautics and committee on graduate studies of Stanford University in partial fulfillment of the requirements for the degree of doctor of philosophy. May 2003. [Electronic resource] / Access mode: http://waas.stanford.edu/pubs/index.htm .
5. Соловьев Ю.А. Спутниковая навигация и ее приложения [Текст] / Ю.А.Соловьев. - М.: Эко-Трендз, 2003.5. Soloviev Yu.A. Satellite navigation and its applications [Text] / Yu.A. Soloviev. - M .: Eco-Trends, 2003.
6. Akos D. Radio Frequency Interference Validation Testing for LAAS using the Stanford Integrity Monitor Testbed [Electronic resource] / D.Akos, P.Enge, M.Luo, S.Pullen, G.Xie // The GPS Research Laboratory of the Stanford University, 2003. - Режим доступа: http://waas.stanford.edu/pubs/index.htm.6. Akos D. Radio Frequency Interference Validation Testing for LAAS using the Stanford Integrity Monitor Testbed [Electronic resource] / D. Akos, P. Enge, M. Luo, S. Pullen, G. Xie // The GPS Research Laboratory of the Stanford University, 2003. - Access Mode: http://waas.stanford.edu/pubs/index.htm.
7. Соколов А.А. Оценка ошибок дифференциальных поправок ЛККС авиационного назначения. Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. С-Пб., 2005 г.7. Sokolov A.A. Error estimation of differential corrections of aeronautical LCCS. Abstract of dissertation for the degree of candidate of technical sciences. St. Petersburg, 2005
8. Тарасов В.Г. Межсамолетная навигация. - М.: Машиностроение, 1980 г.8. Tarasov V.G. Inter-aircraft navigation. - M.: Mechanical Engineering, 1980.
9. Казаринов Ю.М., Соколов А.И., Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л., Изд-во ЛГУ, 1985 г.9. Kazarinov Yu.M., Sokolov A.I., Yurchenko Yu.S. Design of radio signal filtering devices. - L., Leningrad State University Publishing House, 1985
10. Заездный A.M. Основы расчетов по статистической радиотехнике. - М.: Связь, 1969 г.10. Visiting A.M. Fundamentals of calculations in statistical radio engineering. - M .: Communication, 1969
11. Category I Local Area Augmentation System Ground Facility [Electronic resource]: Specification FAA-E-2937A // U.S.Department of Transportation Federal Aviation Administration, April 17, 2002. - Режим доступа: http://gps.faa.gov/Library.11. Category I Local Area Augmentation System Ground Facility [Electronic resource]: Specification FAA-E-2937A // USDepartment of Transportation Federal Aviation Administration, April 17, 2002. - Access mode: http://gps.faa.gov/Library .
12. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике. - М.: Наука, 1965 г.12. Bronstein I.N., Semendyaev K.A. Math reference. - M .: Nauka, 1965
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008135254/09A RU2385469C1 (en) | 2008-08-25 | 2008-08-25 | Method of landing aircraft using satellite navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008135254/09A RU2385469C1 (en) | 2008-08-25 | 2008-08-25 | Method of landing aircraft using satellite navigation system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2385469C1 true RU2385469C1 (en) | 2010-03-27 |
Family
ID=42138460
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008135254/09A RU2385469C1 (en) | 2008-08-25 | 2008-08-25 | Method of landing aircraft using satellite navigation system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2385469C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558699C1 (en) * | 2014-05-22 | 2015-08-10 | ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" | Complex method of aircraft navigation |
| CN112771411A (en) * | 2020-04-24 | 2021-05-07 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | Positioning method, system and storage medium |
-
2008
- 2008-08-25 RU RU2008135254/09A patent/RU2385469C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558699C1 (en) * | 2014-05-22 | 2015-08-10 | ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" | Complex method of aircraft navigation |
| CN112771411A (en) * | 2020-04-24 | 2021-05-07 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | Positioning method, system and storage medium |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5305416B2 (en) | A method and apparatus for detecting ionospheric anomalies in a satellite navigation system. | |
| RU2501039C2 (en) | Device and method for real-time monitoring of integrity of satellite navigation system | |
| EP2544024B1 (en) | Satellite navigation system fault detection based on threshold derived from test statatistics | |
| RU2497149C2 (en) | Network and method for calculating ionosphere corrections | |
| EP2618181B1 (en) | Satellite navigation augmentation system and satellite navigation augmentation method | |
| CN101419275B (en) | Local airport monitoring method and system based on multi-receiver | |
| KR101761782B1 (en) | System and method for determining the protection level | |
| EP3124998B1 (en) | Positioning device | |
| WO2015129243A1 (en) | Satellite positioning-use radio wave interference detection mechanism, satellite positioning-use radio wave interference detection method, and augmentary information transmission system provided with satellite positioning-use radio wave interference detection mechanism | |
| CN110824506A (en) | Method of operating a plurality of GNSS receivers for detecting satellite signal deformations | |
| CN110879407B (en) | Satellite navigation observed quantity innovation detection method based on integrity risk model | |
| Rodríguez-Pérez et al. | Inter-satellite links for satellite autonomous integrity monitoring | |
| KR101433908B1 (en) | Method and system for data quality check of gnss observation | |
| US9638806B2 (en) | System and method for detecting ambiguities in satellite signals for GPS tracking of vessels | |
| Vemuri et al. | Investigation of the effect of ionospheric gradients on GPS signals in the context of LAAS | |
| KR101074641B1 (en) | Abnormal signal detecting method in gps signal of distance domain caused by ionospheric storm | |
| RU2385469C1 (en) | Method of landing aircraft using satellite navigation system | |
| RU2331901C1 (en) | Method of aircrafts landing using satellite navigation system and satellite-based landing systems | |
| Bijjahalli et al. | Masking and multipath analysis for unmanned aerial vehicles in an urban environment | |
| Blanch et al. | Position error bound calculation for GNSS using measurement residuals | |
| Joseph et al. | Global Flight Test Results for a DFMC Primary Navigator on a Civil Air Transport Aircraft | |
| KR101104452B1 (en) | Ionosphere storm detection system and method using reference station oriented space-time differential based on gnss | |
| Rife et al. | Evaluating fault-mode protection levels at the aircraft in category III LAAS | |
| Caamano et al. | Using a wide area receiver network to support GBAS ionospheric monitoring | |
| Innac | Fuzzy techniques applied to GNSS for quality assessment and reliability testing in difficult signal scenarios |