RU2411533C1 - Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы - Google Patents
Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2411533C1 RU2411533C1 RU2009135011/09A RU2009135011A RU2411533C1 RU 2411533 C1 RU2411533 C1 RU 2411533C1 RU 2009135011/09 A RU2009135011/09 A RU 2009135011/09A RU 2009135011 A RU2009135011 A RU 2009135011A RU 2411533 C1 RU2411533 C1 RU 2411533C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- satellite
- pseudorange
- unit
- input
- navigation
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
- G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
- G01S19/13—Receivers
- G01S19/20—Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Computer Security & Cryptography (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической области и может быть использовано для радионавигационных определений с помощью искусственных спутников Земли, в частности для осуществления контроля целостности системы без участия средств наземного комплекса управления и контрольных станций, размещаемых глобально. Технический результат состоит в повышении оперативности оповещения пользователя о недостоверности навигационного сигнала, повышении достоверности контроля целостности системы, повышении надежности. Для этого устройство содержит приемопередающее устройство, вычислитель, формирователь навигационного сигнала, источник навигационного сигнала, измеритель дальности, блок расчета дальности до других опорных спутников навигационной спутниковой системы, блок сравнения расчетной дальности с измеренной, блок управления и блок принятия решений. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к космической области и может быть использовано для радионавигационных определений с помощью искусственных спутников Земли, в частности для осуществления контроля целостности системы без участия средств наземного комплекса управления и контрольных станций, размещаемых глобально.
Уровень техники
В процессе применения глобальных навигационных систем GPS и ГЛОНАСС, которыми пользуются для решения навигационной задачи быстрые пользователи (ракеты, самолеты, особенно в режиме посадки и дозаправки), принципиально важна достоверность навигационного сигнала (НС) спутника. Для системы ГЛОНАСС установлена норма времени между появлением несоответствия цифровой информации НС и истинным состоянием спутника и оповещением пользователя навигационного сигнала. Эта норма составляет единицы секунд вне зависимости от местоположения спутника. Саму процедуру определения недостоверности принято называть контролем целостности системы. Наземные комплексы управления располагают контрольными средствами для определения достоверности навигационного сигнала и записи признака недостоверности на спутник. Однако эти средства размещены на территории Российской Федерации и не могут быть использованы для спутников, не имеющих зону видимости с территории РФ, а также не могут выполнять требование по оперативности внесения в навигационный кадр признака недостоверности.
Из уровня техники известны технологии контроля целостности навигационной системы, раскрытые в /1/, /2/, /3/, /4/, /5/, /6/, /7/ и /8/.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому техническому решению (прототипом) является спутниковая навигационная система, раскрытая в /4/, сущность которой заключается в следующем.
В известной спутниковой навигационной системе осуществляется прием навигационных сигналов от спутников на наземных измерительных пунктах, один из которых является опорным, в измерительных пунктах измеряют псевдодальности и результаты этих измерений от каждого измерительного пункта передают в центр обработки для последующих операций.
Вышеуказанные существующие спутниковые навигационные системы предусматривают глобальное размещение контрольных станций, которые по выявлению недостоверности закладывают на спутник признак недостоверности навигационного сигнала, либо передают сообщение об этом в центр управления системой, который закладывает на спутник признак недостоверности.
Известные технические решения обладают целым рядом недостатков, к которым следует отнести:
- чрезвычайно высокую цену глобального размещения и эксплуатации контрольных станций;
- необходимость создания для каждого спутника системы в случае непосредственной закладки признака недостоверности с контрольной станции дополнительной радиолинии: контрольная станция-спутник;
- возможность вмешательства в эту радиолинию третьих лиц и искажение результатов контроля целостности системы;
- создание системы оперативной связи с применением спутников-ретрансляторов для связи контрольных станций с центром управления системой и центра управления системой со спутником.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является осуществление контроля целостности спутниковой навигационной системы без участия средств наземного комплекса управления и контрольных станций, размещаемых глобально.
Техническим результатом заявленного технического решения является:
- повышение оперативности оповещения пользователя о недостоверности навигационного сигнала,
- снижение затрат на реализацию задачи контроля целостности системы ввиду отсутствия наземных комплексов управления и контроля, размещаемых глобально,
- исключение дополнительных радиолиний,
- повышение достоверности контроля целостности системы,
- повышение надежности.
Технический результат достигается тем, что в способе контроля целостности навигационного поля навигационной спутниковой системы осуществляют контроль цифровой информации навигационного сигнала, включают в навигационный сигнал признак недостоверности, определяют каждым спутником (космическим аппаратом - КА) навигационной спутниковой системы расчетную псевдодальность до других опорных спутников навигационной спутниковой системы, определяют невязки измерений псевдодальности, определяют соответствие невязок измерений заданному допуску и записывают каждым спутником признак недостоверности навигационного сигнала в цифровую информацию собственного навигационного сигнала.
Кроме того, в качестве опорных спутников используются спутники, находящиеся в зоне видимости наземного комплекса управления. В качестве опорных спутников используются оппозитные спутники. Определение каждым спутником навигационной спутниковой системы невязок измерений псевдодальности до других опорных спутников навигационной спутниковой системы осуществляют на любую текущую секунду. Измерение псевдодальности до выбранных опорных спутников осуществляется последовательно или одновременно на основании альманаха системы (АС) или по программе, заложенной наземным комплексом управления.
Устройство контроля целостности навигационной спутниковой системы для реализации способа содержит в каждом спутнике системы приемопередающее устройство, вычислитель, формирователь навигационного сигнала, источник навигационного сигнала, измеритель псевдодальности, блок расчета псевдодальности до других опорных спутников навигационной спутниковой системы, блок сравнения расчетной псевдодальности с измеренной, блок управления, блок принятия решений, причем первый выход приемопередающего устройства соединен с входом блока управления, второй выход приемопередающего устройства соединен с входом вычислителя, вход-выход которого соединен с блоком расчета псевдодальности до других опорных спутников, выход вычислителя соединен с первым входом формирователя навигационного сигнала, второй вход формирователя навигационного сигнала соединен с выходом блока принятия решений, первый вход блока принятия решений соединен с выходом блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной, второй вход блока принятия решений соединен с третьим выходом блока управления, первый вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с выходом блока расчета псевдодальности до других опорных спутников, второй вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с первым выходом измерителя псевдодальности, третий вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с выходом блока управления, второй выход измерителя псевдодальности соединен с первым входом блока расчета псевдодальности до других опорных спутников, первый выход блока управления соединен со вторым входом блока расчета псевдодальности до других опорных спутников, второй выход блока управления соединен с входом измерителя псевдодальности, выход формирователя навигационного сигнала соединен с входом источника навигационного сигнала.
При этом в качестве опорных спутников используются космические аппараты, находящиеся в зоне видимости наземного комплекса управления. В качестве опорных спутников используются оппозитные спутники. Блок расчета псевдодальности до других опорных спутников навигационной спутниковой системы осуществляет расчет на любую текущую секунду. Блок управления задает измерителю псевдодальности последовательное или одновременное измерение псевдодальности до выбранных опорных спутников.
Краткое описание чертежей
Признаки и сущность настоящего изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами, где показано следующее:
фиг.1 - обобщенная схема навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС в трех плоскостях;
фиг.2 - структурная схема заявленного устройства для реализации способа контроля целостности навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС;
фиг.3 - алгоритм реализации заявленного способа и работы устройства.
На фиг.1 показано размещение опорных и контролируемого спутника навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС в трех плоскостях.
На фиг.2 представлена структурная схема заявленного устройства для реализации способа контроля целостности навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС, содержащая следующие блоки и обозначения:
1 - измеритель псевдодальности;
2 - блок управления;
3 - блок принятия решений;
4 - формирователь навигационного сигнала;
5 - источник навигационного сигнала;
6 - блок сравнения расчетной псевдодальности с измеренной;
7 - блок расчета псевдодальности до других опорных спутников системы;
8 - вычислитель;
9 - приемопередающее устройство.
На фиг.3 представлен алгоритм реализации заявленного способа и работы устройства, содержащий следующие блоки и обозначения:
а - альманах системы (АС);
б - навигационный сигнал опорного спутника;
1 - определение собственного местоположения и времени на предыдущую (15 или 45 мин каждого часа) точку навигационного кадра (НК);
2 - определение путем экстраполяции местоположения и времени на текущую секунду;
3 - определение расчетной дальности до опорных спутников;
4 - задание на контроль целостности системы ГЛОНАСС;
5 - перечень опорных спутников;
6 - сравнение расчетной дальности с измеренной (определение невязок);
7 - сравнение значения невязок с допуском;
8 - принятие решения о записи признака недостоверности в навигационный кадр собственного спутника;
9 - запись признака недостоверности в навигационный кадр собственного спутника;
10 - определение местоположения и времени опорного спутника на предыдущую точку навигационного кадра;
11 - определение путем экстраполяции местоположения опорного спутника на текущую секунду;
12 - измерение реальной дальности до опорного спутника.
Осуществление изобретения
Суть технического решения заключается в том, что каждый навигационный спутник самостоятельно определяет достоверность собственного излучаемого навигационного сигнала.
Причиной недостоверности может быть некорректная цифровая информация навигационного сигнала, ее несоответствие реальному состоянию спутника или несанкционированное нарушение стабильности бортового стандарта частоты.
Определение достоверности осуществляется путем оценивания значения невязок (сравнение расчетного значения псевдодальности с измеренным) навигационного сигнала каждого спутника системы по отношению к другим спутникам.
В случае, если невязки измерений псевдодальности спутника с несколькими другими спутниками системы превышают заданный допуск, это свидетельствует, что данный спутник излучает недостоверный навигационный сигнал, и он должен в свой навигационный кадр записать признак недостоверности.
Поскольку каждый спутник системы непрерывно или синхронно с обновлением информации в навигационном кадре проводит указанные операции, то вся навигационная система находится под постоянным контролем целостности. При этом с задержкой менее установленной нормы, не превышающей время срабатывания вычислительного процесса спутника, обеспечивается достоверность навигационного поля.
Работа устройства для реализации способа контроля целостности навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС осуществляется следующим образом.
Через приемопередающее устройство наземный комплекс управления закладывает на каждый спутник альманах системы (АС), содержащий справочную информацию по всем спутникам системы, содержащую начальные условия движения (информацию по долготе и времени пересечения подспутниковой точкой экватора, коэффициент эксцентритета орбиты), а также данные по шкале времени бортового стандарта частоты. На основании этой информации блок расчета псевдодальности до других спутников системы (опорных) рассчитывает псевдодальность до других спутников на любую текущую секунду. Блок управления задает измерителю псевдодальности последовательное или одновременное измерение псевдодальности до выбранных опорных спутников системы. Измерение псевдодальности осуществляется сравнением фазы навигационного сигнала опорных спутников с собственной шкалой времени. Измеренное значение псевдодальности сравнивается с расчетным значением псевдодальности. Для обеспечения надежности контроля операция измерения псевдодальности и сравнения с расчетным значением проводится с несколькими опорными спутниками.
Если результат сравнения дальностей дает положительный результат, то считается, что спутник, проводящий контрольную операцию, излучает достоверный сигнал. Если сравнение псевдодальности со всеми опорными спутниками дает отрицательный результат, то это свидетельствует о недостоверности навигационного сигнала спутника, проводящего контрольную операцию, и блок принятия решения вносит в навигационный кадр, содержащий оперативную информацию для решения пользователем задачи позиционирования, определения вектора движения и привязки к времени системы, Госэталона, всемирного времени, признак недостоверности.
Причиной недостоверности навигационного сигнала (сигнал на несущих частотах 1600 МГц, 1200 МГц, содержащий псевдослучайную кодовую последовательность, оцифрованную секунду и значения эфемерид и поправок к системному времени) может быть:
- искажение цифровой информации навигационного кадра, составляемого вычислителем;
- несоответствие параметров движения спутника прогнозным значениям, вызываемое поведением спутника (погрешности ориентации, прохождение теней Земли и луны и т.д.), нарушение стабильности бортового стандарта частоты и времени.
Для принятия решения о недостоверности безразлично какими причинами она вызвана. Необходимо исключить у пользователя возможность недостоверного решения задачи позиционирования к определению вектора движения.
Выбор опорных спутников для осуществления контроля осуществляется по алгоритму, реализуемому в вычислителе спутника. Для расширения функциональных возможностей контроля в качестве опорных спутников могут назначаться оппозитные (противоположные) спутники системы.
Назначение блоков устройства (по фиг.2)
1. Вычислитель (поз.8)
В современных навигационных спутниках формирование цифровой составляющей навигационного сигнала происходит непосредственно на спутнике. Для этого с некоторой периодичностью, определяемой допустимой деградацией параметров движения и бортовой шкалы времени, обновляют средствами наземного комплекса управления начальные условия движения и полином «размножения» (определение прогнозных значений местоположения спутника и фазы бортовой шкалы времени). На основании этой информации вычислитель (поз.8) определяет указанные параметры на 15-ю и 45-ю минуты каждого часа и в цифровом виде выдает в формирователь навигационного сигнала (поз.4).
На момент времени осуществления контроля целостности системы вычислитель (поз.8) экстраполирует значение навигационных параметров 15-й или 45-й минут, определяя их значение на секунду осуществления контроля.
2. Блок расчета псевдодальности до других спутников (КА) систем (поз.7)
В составе навигационного кадра (цифровая информация навигационного сигнала) содержится альманах системы, включающий справочные данные по параметрам движения и шкале времени всех спутников системы. Используя эти данные и цифровую часть навигационного сигнала опорных спутников, блок (поз.7) определяет параметры движения и фазу шкалы времени опорных спутников. Имея значение местоположения, фазы шкалы времени двух спутников (собственного и опорного), блок (поз.7) вычисляет расчетное значение псевдодальности между двумя спутниками, которое затем используется для определения невязок при измерении псевдодальности.
3. Измеритель псевдодальности (поз.1)
Блок предназначен для измерения псевдодальности до опорного спутника. Измерение проводится путем приема НС с опорного спутника относительно собственной шкалы времени контролируемыми спутниками. Значение измеренной псевдодальности поступает в блок сравнения расчетных и измеренных псевдодальностей (поз.6) для определения невязок псевдодальностей.
4. Блок принятия решений (поз.3)
Владелец навигационной системы в различных ситуациях ее применения может изменять значение допустимой для пользователя точности навигационных определений. Достигается это путем загрубления (в младших разрядах цифровой информации) навигационного сигнала. Естественно, при изменении точностных характеристик навигационного сигнала изменится допустимое значение невязок измерений. Блок (поз.3) сравнивает полученные решения невязок по заданным спутникам с заданным пороговым значением и выдает сигнал в формирователь навигационного сигнала (поз.4) для записи в цифровую информацию признака недостоверности.
5. Блок сравнения расчетных и измеренных псевдодальностей (поз.6)
С выхода блока измерителя псевдодальности (поз.1) и блока расчетной псевдодальности (поз.7) поступают на блок (поз.6) сравнения значения псевдодальностей. Поскольку измерение псевдодальности проводится в беззапросном режиме, сравнение может проводиться как в единицах измерения псевдодальности (километрах), так и в единицах времени (наносекундах). Определенная невязка псевдодальностей по каждому спутнику поступает в блок принятия решений (поз.3).
6. Формирователь навигационного сигнала (поз.4)
Блок (поз.4) с использованием информации вычислителя (поз.8) формирует цифровую информацию навигационного кадра. В структуре навигационного кадра предусмотрен разряд двоичного кода, в который по сигналу от блока принятия решения (поз.3) заносится признак недостоверности.
7. Источник навигационного сигнала (поз.5)
Блок (поз.5) представляет собой передатчик, который на принятых в системе частотах излучает навигационный сигнал.
8. Блок управления (поз.2)
Блок (поз.2) координирует работу составных частей устройства, реализуя задание на контроль целостности.
Алгоритм контроля целостности спутниковой навигационной системы (см. фиг.3) реализуется следующим образом.
Каждый спутник навигационной системы передает неограниченному кругу пользователей навигационный сигнал, содержащий расчетное значение его местоположения на 15-ю и 45-ю минуты каждого часа. С использованием начальных условий движения пользователь системы или контролирующие средства могут определять местоположение спутника на любую текущую секунду, включая назначаемую вперед. Контролируемый спутник выполняет эту операцию на основании цифровой информации, которую он передает в своем навигационном сигнале. Имея альманах системы, операцию определения расчетного текущего местоположения на выбранную для выполнения операции контроля секунду можно определить для любого опорного спутника системы. Выбор опорных спутников, для которых определяется местоположение, осуществляется контролируемым спутником по заданному алгоритму и альманаху системы, но может задаваться принципиально наземным комплексом управления. Наличие местоположения контролируемого и опорного спутников обеспечивает возможность определения расчетной дальности между спутниками. Поскольку каждый спутник системы излучает навигационный сигнал, то у контролируемого спутника есть возможность измерить эту дальность путем приема навигационного сигнала опорного спутника.
Сравнение измеренной дальности и расчетной дает один из двух результатов:
- расчетная и измеренная дальности совпадают в пределах допуска, что свидетельствует о достоверности навигационного сигнала контролируемого спутника, допуск на расхождение значений расчетной и измеренной дальностей определяется владельцем навигационной системы в зависимости от того, какую предельную ошибку навигационных определений он считает возможным предоставить пользователю;
- расчетная и измеренная дальности не совпадают, что свидетельствует о недостоверности навигационного сигнала одного из спутников - контролируемого или опорного.
Для разрешения неоднозначности операцию сравнения дальностей контролируемый спутник проводит с несколькими опорными. Если со всеми опорными спутниками имеет место несовпадение расчетной дальности с измеренной, то это с высокой вероятностью свидетельствует о недостоверности навигационного сигнала контролируемого спутника.
Предложенное техническое решение исключает необходимость глобального размещения контрольных станций, создание системы связи контрольных станций с центром управления системой, включая применение спутников - ретрансляторов, вмешательство третьих лиц в процессе контроля целостности системы. Техническое решение обеспечивает предельно возможную оперативность контроля целостности системы.
Настоящее изобретение полезно тем, что оно может быть практически применено для развития и совершенствования спутниковой навигационной системы.
Промышленная применимость
Настоящее изобретение относится к космической области и может быть использовано для радионавигационных определений с помощью искусственных спутников Земли, в частности для осуществления контроля целостности системы без участия средств наземного комплекса управления и контрольных станций, размещаемых глобально. Данное изобретение позволяет повысить оперативность оповещения пользователя о недостоверности навигационного сигнала; снизить затраты на реализацию задачи контроля целостности системы ввиду отсутствия наземных станций контроля и управления, размещаемых глобально; исключить дополнительные радиолинии; повысить достоверность контроля целостности системы; повысить надежность.
Проведенный анализ позволил установить: аналоги с совокупностью признаков, тождественных всем признакам заявленного технического решения, отсутствуют, что указывает на соответствие заявленного решения условию «новизна».
Результаты поиска известных решений с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленной системы, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники, а также не установлена известность влияния отличительных признаков на указанный авторами технический результат. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».
В настоящем описании и в формуле изобретения единственное число функциональных устройств не исключает наличие нескольких таких функциональных устройств. Дополнительно, слова «содержащий» и «включающий» не исключают наличие других функциональных устройств или этапов кроме перечисленных.
Несмотря на то, что настоящее изобретение показано и описано со ссылкой на его определенные предпочтительные варианты осуществления, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные изменения по форме и содержанию могут быть сделаны в нем без отклонения от сущности и объема настоящего изобретения, которые определены прилагаемой формулой изобретения.
Источники информации
1. Спутниковая навигационная система по патенту Российской Федерации №2253128, оп. 27.05.2005, МПК7 G01S 5/00.
2. Спутниковая навигационная система по патенту Российской Федерации №2115137, оп. 10.07.1998, МПК7 G01S 5/00.
3. Спутниковая навигационная система по патенту Российской Федерации №2152050, оп. 27.06.2000, МПК7 G01S 5/14.
4. Спутниковая навигационная система по патенту Российской Федерации №2175771, оп. 10.11.2001, МПК7 G01S 5/14 (прототип).
5. Спутниковая навигационная система по патенту США №5621646, оп. 15.04.1997, МПК GO IS 1/00.
6. Спутниковая навигационная система по патенту США №5644318, оп. 01.07.1997, МПК G01S 5/14.
7. Спутниковая навигационная система по патенту США №5752218, оп. 12.05.1998, МПК G01S 5/00.
8. Спутниковая навигационная система по патенту США №5585800, оп. 17.12.2000, МПК G01S 5/14.
Claims (11)
1. Способ контроля целостности спутниковой навигационной системы, заключающийся в том, что принимают навигационные сигналы от i-х спутников, где i - целое число, больше единицы, измеряют соответствующие псевдодальности до каждого i-го спутника, отличающийся тем, что включает измерение псевдодальности до каждого i-го спутника каждым n-м контролируемым спутником, где n - целое число, больше единицы, определение расчетной псевдодальности до каждого i-го спутника, определение невязок измерений псевдодальности и соответствия их заданному допуску с последующей записью признака недостоверности в цифровую информацию собственного навигационного сигнала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что i-е спутники выбираются из числа тех, которые находятся в зоне видимости наземных комплексов управления.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что в качестве i-х спутников используются оппозитные спутники.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что определение невязок измерений псевдодальности до каждого i-го спутника осуществляют на любую текущую секунду.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что измерение псевдодальности до каждого i-го спутника производится последовательно или одновременно.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что спутниковой системой является ГЛОНАСС, или GPS, или Галилео.
7. Устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы, содержащее в каждом n-м спутнике, где n - целое число, больше единицы, приемопередающее устройство, вычислитель, формирователь навигационного сигнала, источник навигационного сигнала, отличающееся тем, что содержит измеритель псевдодальности, блок расчета псевдодальности до каждого i-го спутника, где i - целое число, больше единицы, блок сравнения расчетной псевдодальности с измеренной, блок управления, блок принятия решений, причем первый выход приемопередающего устройства соединен с входом блока управления, второй выход приемопередающего устройства соединен с входом вычислителя, вход-выход которого соединен с блоком расчета дальности до каждого i-го спутника, выход вычислителя соединен с первым входом формирователя навигационного сигнала, второй вход формирователя навигационного сигнала соединен с выходом блока принятия решений, первый вход блока принятия решений соединен с выходом блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной, второй вход блока принятия решений соединен с третьим выходом блока управления, первый вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с выходом блока расчета псевдодальности до каждого i-го спутника, второй вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с первым выходом измерителя псевдодальности, третий вход блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной соединен с четвертым выходом блока управления, второй выход измерителя псевдодальности соединен с первым входом блока расчета псевдодальности до каждого i-го спутника, первый выход блока управления соединен со вторым входом блока расчета псевдодальности до каждого i-го спутника, второй выход блока управления соединен с входом измерителя псевдодальности, выход формирователя навигационного сигнала соединен с входом источника навигационного сигнала, причем вычислитель выполнен с возможностью определения цифровой информации для навигационного кадра, причем блок управления осуществляет координацию работы блока сравнения расчетной псевдодальности с измеренной, блока рачета псевдодальности до каждого i-го спутника, блока принятия решения и измерителя псевдодальности.
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что i-е спутники выбираются из числа тех, которые находятся в зоне видимости наземных комплексов управления.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что в качестве i-х спутников используются оппозитные спутники.
10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что блок расчета псевдодальности до каждого i-го спутника осуществляет расчет на любую текущую секунду.
11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что спутниковой системой является ГЛОНАСС, или GPS, или Галилео.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2008/000685 WO2010053395A1 (en) | 2008-11-05 | 2008-11-05 | Method and device of satellite navigation system's integrity control |
| RUPCT/RU2008/000685 | 2008-11-05 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2411533C1 true RU2411533C1 (ru) | 2011-02-10 |
Family
ID=42153061
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009135011/09A RU2411533C1 (ru) | 2008-11-05 | 2008-11-05 | Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8242954B2 (ru) |
| RU (1) | RU2411533C1 (ru) |
| WO (1) | WO2010053395A1 (ru) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2477835C1 (ru) * | 2011-10-17 | 2013-03-20 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2477836C1 (ru) * | 2011-12-02 | 2013-03-20 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2541691C1 (ru) * | 2013-08-12 | 2015-02-20 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников |
| RU2542326C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2015-02-20 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения целостности используемых сигналов навигационных спутников с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (лккс) с учетом влияния аномальной ионосферы |
| RU2543521C1 (ru) * | 2013-08-02 | 2015-03-10 | Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" (ЗАО "КБ НАВИС") | Способ и система мультичастотного позиционирования в экранированном пространстве |
| RU2550146C1 (ru) * | 2014-01-16 | 2015-05-10 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Устройство для контроля целостности системы навигационных космических аппаратов |
| RU2559648C2 (ru) * | 2013-09-10 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы |
| RU2584091C1 (ru) * | 2014-12-25 | 2016-05-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации | Способ оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2585051C1 (ru) * | 2015-04-08 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ контроля данных от спутниковых навигационных систем и устройство для его осуществления |
| RU2601617C2 (ru) * | 2013-05-14 | 2016-11-10 | Сергей Вадимович Кузнецов | Способ контроля целостности координатной информации гнсс в целях управления воздушным движением |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105467406B (zh) * | 2015-12-18 | 2017-10-24 | 中国科学院测量与地球物理研究所 | 多测站广播星历确定用户测距精度上界值的方法 |
| CN105467408B (zh) * | 2015-12-21 | 2017-09-26 | 中国电子科技集团公司第五十四研究所 | 一种通用航空卫星导航机载终端自主完好性辅助监测方法 |
| US11885888B2 (en) * | 2021-04-19 | 2024-01-30 | Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. | System for distributed verification of satellite position |
| CN114943144A (zh) * | 2022-05-17 | 2022-08-26 | 中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院 | 利用Phi函数进行距离控制的卫星布局优化设计方法 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2012012C1 (ru) | 1990-08-14 | 1994-04-30 | Российский институт радионавигации и времени | Способ определения дифференциальных поправок |
| US5585800A (en) * | 1995-06-02 | 1996-12-17 | Chubb; Scott R. | Location-corrector for removing sun-induced effects in the global positioning system |
| US6408178B1 (en) * | 1999-03-29 | 2002-06-18 | Ericsson Inc. | Systems and methods for resolving GPS pseudo-range ambiguity |
| RU2175771C1 (ru) | 2000-12-22 | 2001-11-10 | Закрытое акционерное общество "НПО Космического Приборостроения" | Способ выделения погрешностей в спутниковых радионавигационных системах |
| US6462707B1 (en) * | 2001-03-22 | 2002-10-08 | Lockheed Martin Corporation | Satellite position monitor |
| US7095369B1 (en) * | 2004-06-15 | 2006-08-22 | Lockheed Martin Corporation | Phase step alert signal for GPS integrity monitoring |
-
2008
- 2008-11-05 RU RU2009135011/09A patent/RU2411533C1/ru active IP Right Revival
- 2008-11-05 WO PCT/RU2008/000685 patent/WO2010053395A1/en active Application Filing
- 2008-11-05 US US13/124,687 patent/US8242954B2/en active Active
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2477835C1 (ru) * | 2011-10-17 | 2013-03-20 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2477836C1 (ru) * | 2011-12-02 | 2013-03-20 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2601617C2 (ru) * | 2013-05-14 | 2016-11-10 | Сергей Вадимович Кузнецов | Способ контроля целостности координатной информации гнсс в целях управления воздушным движением |
| RU2543521C1 (ru) * | 2013-08-02 | 2015-03-10 | Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" (ЗАО "КБ НАВИС") | Способ и система мультичастотного позиционирования в экранированном пространстве |
| RU2541691C1 (ru) * | 2013-08-12 | 2015-02-20 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения целостности выходных сигналов бортовых спутниковых навигационных приемников |
| RU2559648C2 (ru) * | 2013-09-10 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы |
| RU2542326C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2015-02-20 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения целостности используемых сигналов навигационных спутников с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (лккс) с учетом влияния аномальной ионосферы |
| RU2550146C1 (ru) * | 2014-01-16 | 2015-05-10 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Устройство для контроля целостности системы навигационных космических аппаратов |
| RU2584091C1 (ru) * | 2014-12-25 | 2016-05-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации | Способ оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы |
| RU2585051C1 (ru) * | 2015-04-08 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ контроля данных от спутниковых навигационных систем и устройство для его осуществления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20110205112A1 (en) | 2011-08-25 |
| US8242954B2 (en) | 2012-08-14 |
| WO2010053395A1 (en) | 2010-05-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2411533C1 (ru) | Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы | |
| US11543541B2 (en) | Systems and methods for high-integrity satellite positioning | |
| US6127968A (en) | On-the-fly RTK positioning system with single frequency receiver | |
| Parkinson et al. | Progress in astronautics and aeronautics: Global positioning system: Theory and applications | |
| US7133772B2 (en) | Method and apparatus for navigation using instantaneous Doppler measurements from satellites | |
| US8624779B2 (en) | Global navigation satellite system (GNSS) reference station integrity monitoring and assurance | |
| US8768617B2 (en) | Method and system for a data interface for aiding a satellite positioning system receiver | |
| US9030355B2 (en) | Location fix from unknown position | |
| US11414112B2 (en) | Method and system for determining the point location of a stopped vehicle on a storage track, using virtual beacons | |
| US20170254904A1 (en) | Reducing Time and Increasing Reliability of Ambiguity Resolution in GNSS | |
| Tyler | Positioning technology (GPS) | |
| US6650282B2 (en) | Positioning equipment | |
| KR102031838B1 (ko) | 위성항법 시스템의 보정정보를 처리하는 장치 및 방법 | |
| Akopian et al. | A network aided iterated LS method for GPS positioning and time recovery without navigation message decoding | |
| JP2009098099A (ja) | 移動体用測位装置 | |
| Krawinkel et al. | Improved high-precision GNSS navigation with a passive hydrogen maser | |
| RU2559648C2 (ru) | Способ и устройство контроля целостности спутниковой навигационной системы | |
| JPH07306253A (ja) | 移動情報出力装置 | |
| Preston | GPS Multipath Detection and Mitigation Timing Bias Techniques | |
| Gupta | Application of GPS and infrared for car navigation in foggy condition to avoid accident | |
| Carter | Principles of GPS | |
| JP2008249660A (ja) | 移動体測位装置 | |
| Sh | Increasing the reliability of airplanes’ attitude determination systems with Global navigation satellite systems using software receivers | |
| Morgenthaler et al. | Experimental Results using Differential Loran/GPS for Non-Precision Approaches | |
| Othieno | Combined Doppler time-free positioning for low dynamics GNSS receivers |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141106 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20160710 |