WO2009011611A1 - Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе - Google Patents

Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе Download PDF

Info

Publication number
WO2009011611A1
WO2009011611A1 PCT/RU2008/000260 RU2008000260W WO2009011611A1 WO 2009011611 A1 WO2009011611 A1 WO 2009011611A1 RU 2008000260 W RU2008000260 W RU 2008000260W WO 2009011611 A1 WO2009011611 A1 WO 2009011611A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
ground
error
input
output
dispersion
Prior art date
Application number
PCT/RU2008/000260
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2009011611A8 (ru
Inventor
Vladimir Ivanovich Baburov
Jury Genrikhovich Volchok
Teodor Borisovich Galperin
Sergei Vasilievich Gubkin
Nikolai Nikolaevich Dolzhenkov
Oleg Ivanovich Zavalishin
Evgeny Bronislavovich Kupchinsky
Valery Yakovlevich Kushelman
Oleg Ivanovich Sauta
Alexei Ivanovich Sokolov
Jury Semenovich Jurchenko
Original Assignee
Zakrytoe Aktsionernoe Obschestvo 'vniira-Navigator'
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Zakrytoe Aktsionernoe Obschestvo 'vniira-Navigator' filed Critical Zakrytoe Aktsionernoe Obschestvo 'vniira-Navigator'
Publication of WO2009011611A1 publication Critical patent/WO2009011611A1/ru
Publication of WO2009011611A8 publication Critical patent/WO2009011611A8/ru

Links

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
    • G01S19/22—Multipath-related issues
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
    • G08G5/025—Navigation or guidance aids

Definitions

  • the invention relates to the field of navigation of aircraft using artificial earth satellites and can be used in the landing of aircraft (JIA). State of the art
  • JIKKC local control and correction station
  • a common drawback of these landing methods is the error in determining the JIA coordinates due to the neglect of ground and airborne multipath errors that occur on the ground when satellite signals are reflected from the terrain and surrounding objects, and on board when satellite signals are reflected from JIA structural elements (fuselage, wings and flaps aircraft, etc.).
  • a number of sources of information are known [5–7], which offer various methods for determining the multipath error detected by the LCC ground-based receiver, where the mirror component of the ground multipath error is calculated, which arises as a result of mirror reflection of satellite signals from the topography and surrounding objects.
  • the method for determining the multipath error [5] uses the correlation of the multipath effects in the measurements of the pseudorange and the signal-to-noise ratio of the ground-based receiver, while the multipath errors are estimated from the current measurements.
  • this method it is impossible to apply this method in the JIA landing system due to the fact that it is designed to determine the components of the multipath error with a correlation interval of a few tens of seconds, and in accordance with the requirements of aviation standards for the JIA landing equipment [3], it is necessary to determine the components of the multipath error with correlation interval of more than 100 seconds.
  • the method of landing aircraft using the satellite navigation system according to the patent [8] is that the current coordinates of the aircraft are determined by orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining pseudorange, simultaneously produce receiving satellite signals at a local control station with a known location using a ground-based receiver, differential corrections of pseudo ranges, translate them and the coordinates of the given glide path on board the aircraft through the data line, and on board carry out the reception of the mentioned differential corrections, based on which the pseudorange values are adjusted and the deviation of the current coordinates of the aircraft from the given glide path is formed.
  • the landing system described in the patent [8] is selected, with the help of which the landing method described in the said patent [8] is implemented.
  • the considered aircraft landing system using a satellite navigation system contains N satellites with known coordinates, ground equipment, including a local control and correction station with at least one receiver, the input of satellite signals connected to the ground antenna, the output of which is connected to the first input of the ground differential computer amendments, the second input of which receives information about the coordinates of the local control and correction station, the output of which is connected to the first input of the transmitter of the data line, the second input of which is connected to the output of the ground database, the on-board equipment including the on-board receiver, the input paired with the on-board antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the on-board computer coordinates, the second input of which is connected to the first output of the receiver of the data line, the second output of which is connected to the first input of the calculator of deviations JIA from the given glide path, the second input of which is connected to the output of the on-board computer of the current coordinates, and the output of which is the information output of deviations from the given glide path.
  • the disadvantage of the considered landing method and system is the neglect of pseudorange errors introduced by both ground and airborne multipath errors.
  • the reliability of determining the coordinates of the JTA is not evaluated.
  • the basis of the proposed method and landing system JIA using a satellite navigation system is to increase the accuracy of calculating the coordinates of JlA and the reliability of their determination due to more accurate and reliable measurement of ground and airborne multipath errors.
  • the essence of the proposed method of landing aircraft using a satellite navigation system is that the current coordinates of the aircraft are determined by orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining the pseudo range, at the same time receive satellite signals at a local control station with a known location using a ground receiver, calculate the differential partial corrections of pseudo-ranges, translate them and the coordinates of the given glide path to the aircraft through the line data transmission, and on board they receive and process the mentioned differential corrections, on the basis of which the pseudorange values are adjusted and the current coordinates of the aircraft deviate from the given glide path.
  • the local control and correction station pre-generate a diagram of the volume distribution of the predicted variance of the ground multipath error that occurs due to mirror reflection of satellite signals from the terrain and surrounding objects, enter the above chart into the ground database, continuously on the ground database determine the predicted dispersion of the ground multipath error for each satellite in accordance with its current relative and angular coordinates, simultaneously determine the variance of the ground-based error of the ground receiver, calculate the variance of the ground-based error of the pseudorange as the sum of the variances of the ground-based multipath and noise errors of the ground-based receiver, continuously determine the instantaneous value of the mirror component of the ground-based multipath error, using code and phase measurements of the pseudorange of the ground-based receiver and measuring the signal-to-noise ratio of a ground-based receiver, based on said instantaneous value, the current value is calculated e of the dispersion of the ground multipath error, for each satellite, the current dispersion of the ground multipath error is compared with the predicted value of this dis
  • information on changes in the surrounding meteorological conditions is continuously introduced synchronously with the determination of the dispersion of the ground multipath error into the ground database, based on which the volumetric distribution diagram of the predicted dispersion of the ground multipath error is made and used to determine the dispersion of the multipath ground error corrected taking into account the change in the meteorological situation mentioned chart.
  • M terrestrial receivers are used, for each of which a volumetric diagram is formed of the distribution of the predicted variance of the ground multipath error due to specular reflection of satellite signals from the topography and surrounding objects, the abovementioned M volume distribution diagrams are introduced into the ground database and from this database the value of the predicted dispersion of the ground multipath error for each ground receiver is determined, and the rms value of the ground pseudorange errors are calculated as the square root of the sum of the variances of ground pseudorange ground errors receivers divided by the number of receivers M.
  • the essence of the claimed aircraft landing system using a satellite navigation system is that it contains N satellites with known coordinates, ground equipment, including a local control and correction station with at least one receiver, the input of the paired with a ground-based antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the ground-based transmitter of differential corrections, the second input of which receives information about the coordinates of the location of the local control and correction station, the output of which is connected to the first input of the transmitter of the data line, the second input of which is connected to the output of the ground-based coordinate database of the given glide path, the on-board equipment including the on-board receiver, the input paired with the on-board antenna of satellite signals, the output of which is connected with the first input of the on-board computer of the current coordinates, the second input of which is connected to the first output of the receiver of the data line, the second output of which is connected to th input calculating deviations from the desired glide path, the second input of which is connected to the output current coordinates onboard computer, and whose output
  • a calculator of the dispersion of the current ground multipath error is introduced into the ground equipment receiver, a shader of the volumetric distribution of the predicted variance of the ground multipath error, a database of the predicted variance of the ground multipath error, a comparator, a determinant of the maximum variance of the ground multipath error, a calculator of the mean square value of the ground pseudorange error, and a database of the volumetric distribution of the predicted variance of the onboard error is introduced into the on-board equipment multipath, aircraft orientation determinant the variance of the airborne multipath error, the variance calculator of the noise error of the airborne receiver, the variance calculator of the airborne error of the pseudorange, the variance calculator of the total error of the pseudorange, the onboard base of the permissible error in determining the coordinates and the accuracy of the positioning calculator, while the first and second additional outputs of the ground receiver are connected respectively to the input the variance calculator of the current ground multipath error and
  • FIG. 1 shows a block diagram of the inventive landing system for aircraft.
  • Carry out the reception of satellite signals by the onboard receiver and determine the pseudorange on board the aircraft carry out the reception of satellite signals by the ground receiver at a local control and correction station with a known location and determination of pseudo-ranges, calculation of differential corrections by comparing the measured and known coordinates of JlKKC, translation of differential corrections and coordinates of a given glide path to the JIA through a data line (LPD).
  • LPD data line
  • the differential corrections and coordinates of the given glide path are received by the LPD, and then the pseudorange values are corrected and the JIA deviation is formed relative to the given glide path.
  • a volumetric distribution diagram of the predicted dispersion of the ground multipath error is produced by preliminary measuring the reflected signals of the satellites and entering it into the ground database, which continuously determines the value of the predicted dispersion of the HOM for each satellite in accordance with its angular coordinates. Further, in the process of the current reception of satellite signals, the value of the mirror component of the multipath and the current dispersion of the HOM is determined by one of the known methods, for example [6,7]. Then, the predicted and current variances of the HOM are compared and the maximum of them is selected. In the process of the current reception of satellite signals, the dispersion of the noise error of the ground receiver is also determined in a known manner, for example [9].
  • the dispersion value of the ground pseudorange error is calculated using the variance of the noise error and the maximum value from the compared variances of the current and predicted multipath errors.
  • the root-mean-square value of the dispersion of the NOP is calculated and transmitted via LPS to the aircraft.
  • a correction is made in the ground-based database of the diagram of the predicted HOM dispersion based on the current value of the HOM dispersion.
  • the formation of the ground-based HOM dispersion diagram is carried out by measuring the errors of the measurement of pseudorange arising due to specular reflection of the signals when observing all the satellites observed at the location of JlKKC.
  • an analysis is made of the recording of differential corrections of all satellites by known methods using single-frequency or two-frequency receivers [4-7].
  • the satellite path repetition in time and the correlation of errors and signal-to-noise ratio values at the receiver output are used.
  • it is necessary to measure errors within a few days, however, the introduction of such information into the database allows predicting the dispersion of the HOM at any given point in time and generating
  • the calculation of the instantaneous value of the mirror component of the HOM and the current dispersion of the HOM is necessary in case of rapid changes in the interference environment (for example, when flying other JIAs or moving large objects in the LKS area). Measurement methods current variance differ from the determination of the predicted dispersion of the HOM by the current angular coordinates of the satellites in the absence of data accumulation and averaging.
  • y (k) y (kl) + ⁇ Y2 (k) + ⁇ - (y, (k) - y (kl) - ⁇ y 2 (k)), y (0), (2)
  • ⁇ i and ⁇ g are the energy loss coefficients in the code and phase channels of the satellite signal receiver, respectively; c is the speed of light; That is the duration of the selector pulse; TD is the sampling period; Bc and Bp are the effective bands of the code delay and carrier phase tracking systems, respectively; f ⁇ - carrier frequency Ll; - the signal-to-noise ratio in the frequency band of 1 Hz; k is the discrete time.
  • the root mean square dispersion of the NOP pr_3 ⁇ ) is broadcast on board the aircraft (according to the procedure [3, 4]).
  • the formation of the volumetric distribution diagram of the dispersion of the onboard multipath error (BOM) dispersion is carried out by theoretical or experimental study of the scattering diagram of the hull of the selected JIA type. Methods for experimental studies of signal reflections from JIA structural elements are known and described, for example, in [11]. In the proposed method, the results of research data on signal reflections are used for the first time in the navigation process to form a three-dimensional diagram of the predicted value of the variance of the BOM.
  • Measurement of multipath errors on board in real time i.e. determining the current BOM value is difficult because of the possibility of a quick change in the angular orientation of the satellites relative to the JIA case during maneuvering.
  • the current value of the dispersion of the BOM is determined by the values of the predicted dispersion of the BOM taking into account the angular orientation of the satellite relative to the JIA body. To do this, it is necessary to calculate the azimuth and elevation angle of the satellites in the earth coordinate system (these data are contained in the on-board receiver and output to the on-board computer) and then, using the measurements of the JIA angular stabilization system or inertial navigation system, determine the angular position of the satellites in the associated JIA coordinate system and variance value
  • the determination of the variance of the noise error ⁇ w b V ' / on-board receiver is similar to the determination of the noise error of a ground-based receiver.
  • ⁇ , (i) ⁇ __ (0 + ⁇ * 2 (U) + ⁇ l + ⁇ l p (9)
  • Data on measurement errors are used to calculate the adjusted coordinates and the reliability of their determination.
  • the reliability of the JTA landing is achieved through the control of the reliability (integrity) of the navigation system, which is implemented on board the JIA.
  • the control result is used to warn the crew in case the coordinate measurement errors exceed the dimensions of the “security tunnel)), in which the JIA should be located during landing.
  • a rectangular right-handed coordinate system is used to solve the navigation problem and the integrity control task, the beginning of which is combined with the start of the runway;
  • Ox axis is directed along the runway strips tangent to the surface of the reference ellipsoid;
  • the Oz axis is perpendicular to the indicated surface and directed outside the ellipsoid;
  • the Oy axis complements the coordinate system to the right.
  • the linearized observation model used to solve the navigation problem has the following form [3]:
  • the protective levels L and V are calculated as follows:
  • volumetric diagrams of the predicted variances of ground and airborne multipath errors and their use in conjunction with current multipath measurements can significantly clarify the determined coordinates and the reliability of their determination.
  • the reliability of the landing system in case of failure of the current HOM measurements has been significantly increased thanks to the dispersion prediction channel and the use of the maximum HOM value when comparing the predicted and current dispersions.
  • the differential corrections JlKKC in this case are formed as the arithmetic mean value of the corrections developed by each receiver.
  • each receiver should have its own volumetric diagram of the predicted dispersion of the HOM.
  • the operations corresponding to the case of using one ground-based receiver are performed for each receiver: they form a volume distribution diagram of the predicted dispersion HOM for each ground-based receiver, enter the above-mentioned volume distribution diagrams M into the ground-based database and determine the predicted HOM dispersion value from this database for a ground receiver in accordance with the current relative angular coordinates of each satellite.
  • the variance of the multipath error when receiving the signal of the I-th satellite in the k-th receiver After choosing the maximum value, the variance of the multipath error when receiving the signal of the I-th satellite in the k-th receiver
  • the root-mean-square value of the IOP of the I-th satellite is determined as the square root of the sum of the dispersions of the IOP of each ground receiver, divided by the number of receivers:
  • the resulting NOP value is broadcast aboard the JlA.
  • the inventive landing system (see figure) that implements the claimed method, contains N satellites 1 with known coordinates (Ci, ... C N ), ground equipment (A), including a local control and correction station with at least one receiver 2, the input of satellite signals 3 connected to the ground antenna, the output of which is connected to the first input of the ground-based differential corrector 4, the second input of which receives information about the coordinates C A of the local control a correction station, the output of which is connected to the first input of the transmitter of the data line 5, the second input of which is connected to the output of the ground database 6, the on-board equipment (B), including the on-board receiver 14, the input paired with the on-board antenna of satellite signals 15, the output of which is connected to the first input of the on-board calculator of the current coordinates 16, the second input of which is connected to the first output of the receiver of the data line 17, the second output of which is connected to the first input of the calculator of the deviation of coordinates from the given lissa
  • a calculator of the dispersion of the current terrestrial multipath error 9, a database of the predicted variance of the ground multipath error 10, a comparator 11, a determinant of the maximum dispersion value are introduced into the ground equipment (A): a calculator of the dispersion of the current ground multipath error 7, a calculator of the dispersion of the noise error of the ground receiver 8 multipath ground error 12, calculator of the mean square dispersion of the ground error of the pseudorange error 13, and in the on-board app (B) the database of the volume distribution of the predicted variance of the on-board multipath error 19, the orientation determinant of the aircraft 20, the calculator of the variance of the on-board multipath error 21, the calculator of the variance of the noise error of the on-board receiver 22, the variance calculator of the pseudorange error 23, the variance calculator of the total error and pseudorange of the system landing 24, the airborne base of the permissible error in determining the coordinates of 25 and the computer reliability of determining the coordinates of 26.
  • the first and second additional outputs of the ground receiver 2 are connected respectively to the input of the dispersion calculator of the current ground multipath error 7 and the input of the dispersion calculator noise error of the ground receiver 8, the output of the volumetric distribution diagram of the predicted variance of the ground multipath error 9 is connected to the database input of the predicted ground multipath error diagram 10, the output of which is connected to the first input of the comparator 11, the second input of which is connected to the output of the dispersion calculator of the current multipath ground error 7, and the output of the comparator 11 is connected to the input of the determinant of the maximum value of the ground multipath error 12, the output of which is connected to the input of the calculator of the root mean square value of the ground error of pseudorange 13, the second input of which is connected to the output of the noise variance calculator of the ground receiver 8, and the output of which is connected to the third input of the transmitter of the data line 5.
  • the output of the dispersion calculator of the current ground multipath error 7 is additionally connected to the correction the database input of the predicted variance
  • the output of the volumetric distribution database of the predicted variance of the onboard multipath error 19 is connected to the first input of the variance calculator of the onboard multipath error 21, the second and third inputs of which are connected respectively to the output of the angular orientation determinant of the aircraft 20 and the first additional output of the onboard receiver 14, the second additional output of which is connected with the input of the noise error calculator on-board receiver 22, the output of which is connected to the first input of the onboard dispersion calculator pseudorange error 23, the second input of which is connected to the output of the dispersion calculator of the onboard multipath error 21, and the output of which is connected to the first input of the dispersion calculator of the total pseudorange error 24, the second input of which is connected to the second additional output of the data line receiver 17, the first output 24 is connected to an additional input of the calculator of the current coordinates 16, the second output of the adder errors pseudorange 24 is connected to the first input of the calculator reliability of determination coordinates 26, the second input of which is connected to the output of the on-board base of the permissible error in
  • the figure also shows the reflective objects 27 in the area of the JIKKC and the reflective structural elements of the JIA 28.
  • the landing system works as follows.
  • differential corrections calculator 4 generates differential corrections and, through the transmitter, the LPD 5 are transmitted on board together with the coordinates coming from the ground-based coordinate database of the given glide path 6.
  • the current JIA coordinates are calculated taking into account the 17 differential corrections received in the LPD receiver by the calculator 16.
  • the deviation of LA from the selected glide path (vertical and horizontal) is determined by the calculator 18, the inputs of which receive the current coordinates of the aircraft from the calculator 16 and the specified ATD 17 ordinates of the receiver.
  • the volumetric dispersion diagram of the predicted HOM is generated in the shaper 9 by preliminary investigation of the multipath errors by known methods [6,7], stored in the database 10 and used by the current time signal ⁇ . At the same time, using the signal-to-noise ratio and the output signal of the receiver 2 in the calculator 7, the current dispersion value HOM is determined. Comparison of the dispersions is performed by the comparator 11, and the choice of the largest one is determined by the determinant of the maximum value 12. Determining the current dispersion of the HOM in the calculator 7 improves the reliability of error measurement during reflections from moving ground equipment and flying aircraft. The determination of the rms value of the HOM is performed in the calculator 13, the inputs of which receive the variance of the noise error and the ground multipath error.
  • the technique for measuring noise variance dispersion is discussed above.
  • the dispersion database of the predicted multipath error 19 is formed by examining the reflections for the selected JlA type [11].
  • the onboard multipath error dispersion calculator 21 uses the JIA angular orientation data in the Earth coordinate system from the JIA 20 angular orientation determiner and the satellite angular coordinates from the receiver 14.
  • the noise error dispersion calculator on-board receiver 22 uses signal-to-noise measurements obtained from the receiver 14.
  • the dispersion of the on-board pseudorange error is determined in the calculator 23 by summing the variance of the BOM and the variance of the noise error of the on-board receiver.
  • the variance of the total error of the landing system is determined in the computer 24, which receives the variance of the ground and airborne errors of the pseudorange. Dispersions of the total errors of the system come from 24 to the coordinate calculator 16, where they are used in the formation of the weight matrix of the least squares method [3] to obtain refined coordinates and to the coordinate reliability calculator JIA 26, which generates a warning if the permissible error in determining the JIA coordinates stored in on-board database 25. From the calculator 16, the updated coordinates are sent to the calculator 18, where they are used to determine the updated values of the deviations from the glide path.
  • the introduction of shapers and databases of volumetric diagrams of predicted dispersions of ground and airborne multipath errors and their use in the landing system in conjunction with blocks that determine and process differential pseudorange corrections, and blocks that calculate the variances of multipath propagation errors and noise errors, can significantly clarify the JIA coordinates and reliability of their determination.
  • the reliability of the landing system is significantly increased at also current HOM measurements thanks to the dispersion prediction channel and use the maximum HOM value when comparing the predicted and current variances.
  • the proposed landing system was implemented using the Javad Navigation System system receivers: the JNSlOO module as the on-board receiver, the module as the ground receiver
  • JGG 12T Also used were hardware and software modules built on the basis of the widespread standard devices of analog and digital computing equipment of ANALOG firms
  • the inventive method and landing system for aircraft are promising for use at aerodromes not equipped with instrumental landing systems.

Abstract

Использование: в области навигации летательных аппаратов (ЛA). Технический результат заключается в повышении точности и достоверности определения координат ЛA. В способе посадки ЛA определяют дифференциальные поправки к измеряемым на борту ЛA псевдодальностям относительно спутников, дополнительно учитываются погрешности, вносимые переотражениями спутниковых сигналов. При этом предварительно на локальной контрольно-корректирующей станции (ЛKKC) формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости (HOM), вводят ее в наземную базу данных, непрерывно производят сравнение прогнозируемой дисперсии HOM и измеряемой текущей дисперсии HOM, выбирая из них максимальное значение, определяют среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдодальности (НОП) и транслируют его на борт ЛA. На борту предварительно формируют диаграмму объемного распределения дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ), непрерывно по бортовой базе данных определяют дисперсию БОМ с учетом угловой ориентации ЛA относительно текущего положения каждого спутника, одновременно вычисляют значение бортовой ошибки псевдодальности (БОН), используют в качестве текущей дисперсии БОМ значение прогнозируемой БОМ. Определяют дисперсию суммарной ошибки псевдодальности как сумму дисперсий НОП и БОП для каждого спутника и общие дисперсии псевдодальностей всех спутников используют для вычисления уточненных координат ЛA и достоверности их определения. Также заявлена система для осуществления способа.

Description

Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе
Область техники
Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов с использованием искусственных спутников земли и может быть использовано при осуществлении посадки летательных аппаратов (JIA). Предшествующий уровень техники
Известны способы посадки JIA, позволяющие определять координаты JIA при посадке с использованием спутниковой навигационной системы, в которых прием сигналов спутников осуществляется на земле локальной контрольно-корректирующей станцией (JIKKC) с известными координатами, вычисляющей дифференциальные поправки к определяемым на борту JIA по сигналам спутников значениям псевдодальности и, соответственно, значениям координат JIA [1,2].
Общим недостатком указанных способов посадки является погрешность в определении координат JIA вследствие неучета наземной и бортовой ошибок многолучевости, возникающих на земле при отражении спутниковых сигналов от рельефа и окружающих объектов, а на борту - при отражении спутниковых сигналов от конструктивных элементов JIA (фюзеляжа, крыльев и закрылков самолетов и т.д.).
В то же время о необходимости учета ошибок многолучевости и на JIKKC, и на борту JIA указывается в ряде международных документов [3,4], однако в них не предлагается конкретного способа определения ошибки многолучевости на JIKKC, а учет ошибок многолучевости на борту предлагается проводить по способу, в котором ошибка многолучевости заведомо значительно выше реальной. В этих документах также указывается на необходимость оценки целостности системы посадки - достоверности (малой вероятности потери необходимой точности) определения координат JIA. Для контроля достоверности необходимо иметь информацию о дисперсиях ошибок измерения псевдодальностей, основными составляющими которых являются ошибки многолучевости и шумовые ошибки.
Известен ряд источников информации [5-7], в которых предлагаются различные способы определения ошибки многолучевости, фиксируемой наземным приемником ЛККС, где вычисляется зеркальная компонента наземной ошибки многолучевости, возникающая вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов.
В то же время, предлагаемые в [5,6] способы определения зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости не позволяют достичь необходимой точности оценки ошибки.
В способе определения ошибки многолучевости [5] используется корреляция эффектов многолучевости в измерениях псевдодальности и отношения сигнал/шум наземного приемника, при этом ошибки многолучевости оцениваются по текущим измерениям. Однако применить этот способ в системе посадки JIA невозможно в связи с тем, что он предназначен для определения составляющих ошибки многолучевости с интервалом корреляции единицы-десятки секунд, а в соответствии с требованиями авиационных стандартов для аппаратуры посадки JIA [3] необходимо определение составляющих ошибки многолучевости с интервалом корреляции более 100 секунд.
Наиболее результативным для этой цели является способ [6,7], в котором ошибка многолучевости также формируется по текущим измерениям псевдодальности и отношения сигнал/шум наземного приемника. Кроме того, в [6] предлагается методика оценки достоверности определения координат JIA. Однако этот способ не дает точных результатов и может приводить к заниженным значениям ошибки многолучевости, так как формируемые в этом способе с помощью полосовых фильтров разности кодовых и фазовых измерений псевдодальностей включают в себя, помимо ошибки многолучевости, удвоенную ионосферную задержку радиосигнала, которая меняется во времени и неэффективно фильтруется, искажая оценку ошибки многолучевости. Необходимо отметить, что все рассмотренные способы [5-7] неприменимы для оценки ошибок многолучевости на борту из-за быстрого изменения угловой ориентации спутников при маневрировании JlA
В качестве ближайшего аналога заявляемого способа выбран способ посадки, описанный в патенте [8], который является наиболее распространенным и реализуется в международной системе посадки [3].
Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы по патенту [8], 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 псевдо дальностей, 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.
В качестве ближайшего аналога заявляемой системы выбрана система посадки, описанная в патенте [8], с помощью которой реализуется описанный в указанном патенте [8] способ посадки.
Рассматриваемая система посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы содержит N спутников с известными координатами, наземную аппаратуру, включающую локальную контрольно-корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником, входом сопряженного с наземной антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок, на второй вход которого поступает информация о координатах места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных, бортовую аппаратуру, включающую бортовой приемник, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных, второй выход которой соединен с первым входом вычислителя отклонений JIA от заданной глиссады, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат, а выход которого является информационным выходом отклонений от заданной глиссады.
Недостатком рассмотренных способа и системы посадки является неучет погрешностей псевдодальностей, вносимых как наземной, так и бортовой ошибками многолучевости. Кроме того, не производится оценка достоверности определения координат JTA.
Раскрытие изобретения
В основу заявляемых способа и системы посадки JIA с использованием спутниковой навигационной системы положена задача повышения точности вычисления координат JlA и достоверности их определения благодаря более точному и надежному измерению величин наземной и бортовой ошибок многолучевости.
Сущность заявляемого способа посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы 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 псевдо дальности, 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. Новым в заявляемом способе является то, что 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 псевдо дальности 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 дисперсии 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 псевдо дальности 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.
В частном случае выполнения изобретения непрерывно синхронно с определением дисперсии наземной ошибки многолучевости в наземную базу данных вводят информацию об изменениях окружающей метеообстановки, на основе которой производят корректировку диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости и используют для определения дисперсии наземной ошибки многолучевости откорректированную с учетом изменения метеообстановки упомянутую диаграмму.
В частном случае выполнения изобретения используют M наземных приемников, для каждого из которых формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов, вводят M упомянутых диаграмм объемного распределения в наземную базу данных и по этой базе данных определяют значение прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости для каждого наземного приемника, а среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдодальности вычисляют как корень квадратный из суммы дисперсий наземных ошибок псевдодальности наземных приемников, деленный на число приемников M. Сущность заявляемой системы посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы заключается в том, что она содержит N спутников с известными координатами, наземную аппаратуру, включающую локальную контрольно-корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником, входом сопряженного с наземной антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок, на второй вход которого поступает информация о координатах места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных координат заданной глиссады, бортовую аппаратуру, включающую бортовой приемник, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных, второй выход которой соединен с первым входом вычислителя отклонений от заданной глиссады, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат, а выход которого является информационным выходом отклонений от заданной глиссады. Новым в заявляемой системе посадки является то, что в наземную аппаратуру введены вычислитель дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости, вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, формирователь диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, база данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, компаратор, определитель максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости, вычислитель среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности, а в бортовую аппаратуру введены база данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости, определитель ориентации летательного аппарата, вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости, вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, вычислитель дисперсии бортовой ошибки псевдодальности, вычислитель дисперсии суммарной ошибки псевдодальности, бортовая база допустимой погрешности определения координат и вычислитель достоверности определения координат, при этом первый и второй дополнительные выходы наземного приемника соединены соответственно с входом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости и входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, выход формирователя диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости соединен с первым входом базы данных упомянутой диаграммы прогнозируемой наземной ошибки многолучевости, на второй вход которой поступает сигнал текущего времени, выход которой соединен с первым входом компаратора, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости, а выход компаратора соединен с входом определителя максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости, выход которого соединен с первым входом вычислителя среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, а выход которого соединен с третьим входом передатчика линии передачи данных, при этом выход вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости дополнительно соединен с корректирующим входом базы данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, выход базы данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом определителя угловой ориентации летательного аппарата и первым дополнительным выходом бортового приемника, второй дополнительный выход которого соединен с входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки псевдо дальности, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости, а выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности, второй вход которого соединен с вторым дополнительным выходом приемника линии передачи данных, первый выход вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдо дальности соединен с дополнительным входом бортового вычислителя текущих координат, второй его выход соединен с первым входом вычислителя достоверности определения координат, второй вход которого соединен с выходом бортовой базы допустимой погрешности определения координат, а выход вычислителя достоверности определения координат является информационным выходом о превышении допустимой погрешности определения координат в системе посадки.
Краткое описание чертежей На фигуре представлена блок-схема заявляемой системы посадки летательных аппаратов.
Лучший вариант осуществления заявляемых способа и устройства Заявляемый способ реализуется следующей последовательностью действий.
Осуществляют прием сигналов спутников бортовым приемником и определение псевдодальностей на борту летательного аппарата, осуществляют прием сигналов спутников наземным приемником на локальной контрольно-корректирующей станции с известным местоположением и определение псевдодальностей, вычисление дифференциальных поправок путем сопоставления измеренных и известных координат JlKKC, трансляцию дифференциальных поправок и координат заданной глиссады на борт JIA через линию передачи данных (ЛПД). На борту производят прием поступающих по ЛПД дифференциальных поправок и координат заданной глиссады, а затем коррекцию значений псевдодальностей и формирование отклонения JIA относительно заданной глиссады.
При этом согласно заявляемому способу производят формирование диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости (HOM) путем предварительного измерения отраженных сигналов спутников и введение ее в наземную базу данных, по которой непрерывно определяют значение прогнозируемое дисперсии HOM для каждого спутника в соответствии с его угловыми координатами. Далее в процессе текущего приема сигналов спутников определяют значение зеркальной компоненты многолучевости и текущей дисперсии HOM одним из известных способов, например [6,7]. Затем производят сравнение прогнозируемой и текущей дисперсий HOM и выбирают максимальное из них . В процессе текущего приема сигналов спутников также определяют дисперсию шумовой ошибки наземного приемника известным способом, например [9]. Далее вычисляют значение дисперсии наземной ошибки псевдодальности (НОП), используя дисперсию шумовой ошибки и максимальное значение из сравниваемых дисперсий текущей и прогнозируемой ошибок многолучевости. Вычисляют для каждого спутника среднеквадратическое значение дисперсии НОП и транслируют его через ЛПД на борт ЛА. Одновременно выполняется коррекция в наземной базе данных диаграммы прогнозируемой дисперсии HOM по текущему значению дисперсии HOM .
На борту выполняют предварительное формирование диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ) для заданного типа ЛА и вводят ее в бортовую базу данных. Определяют прогнозируемую дисперсию БОМ с учетом угловой ориентации JlA относительно каждого спутника, используя ее как текущую дисперсию БОМ. Одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки бортового приемника, затем вычисляют дисперсию бортовой ошибки псевдодальности (БОП) как сумму упомянутых дисперсий БОМ и шумовой ошибки. Далее определяют дисперсию суммарной ошибки псевдо дальности как сумму дисперсий наземной и бортовой ошибок псевдодальностей для каждого спутника и вычисляют уточненные значения координат и достоверность измерения координат. При превышении допустимой погрешности выдается предупреждающий сигнал о нарушении достоверности измерения координат.
Формирование наземной диаграммы дисперсий HOM выполняется путем измерения ошибок измерения псевдодальностей, возникающих вследствие зеркального отражения сигналов, при наблюдении всех спутников, наблюдаемых в месте расположения JlKKC. При измерении ошибок производится анализ записи дифференциальных поправок всех спутников известными методами с использованием одночастотных или двучастотных приемников [4-7]. При формировании этой диаграммы используется повторяемость траекторий спутников во времени и корреляция ошибок и значений отношения сигнал/шум на выходе приемника. Для накопления подобной диаграммы требуется проводить измерения ошибок в течении нескольких суток, однако введение подобной информации в базу данных позволяет реализовать прогнозирование дисперсии HOM в любой заданный момент времени и вырабатывать
прогнозируемое значение дисперсии & mp-bз \^) Для I -того спутника
( Z = l...iV ). Для повышения надежности посадки JlA диаграмма объемного распределения дисперсии ошибки формируется при установке
ЛККС.
Вычисление мгновенного значения зеркальной компоненты HOM и текущей дисперсии HOM необходимо в случае быстрых изменений помеховой обстановки (например, при пролете других JIA или перемещении крупных объектов в районе ЛККС). Методы измерения текущей дисперсии
Figure imgf000014_0001
отличаются от определения прогнозируемой дисперсии HOM по текущим угловым координатам спутников отсутствием накопления и усреднения данных.
Л 2 г -\ Сравнение и выбор ^mp_з У ' наибольшего из значений прогнозируемой и текущей дисперсий HOM в соответствии с уравнением
^lP_30) = max{σ^_3(0,σ^(/)} (1) позволяет обеспечить наибольшую безопасность при посадке JIA.
Расчет дисперсии шумовой ошибки выполняется с использованием значения сигнал/шум, измеряемого наземным приемником. Документ [3] регламентирует эталонный алгоритм фильтрации псев до дал ьности : y(k) = y(k-l) + ΔУ2(k) + α-(y,(k) - y(k-l) - Δy2(k)), y(0), (2) где y(k) - результат фильтрации; к - дискретное время; yi(k) - отсчеты псевдо дальности в кодовом канале; Δy2(k) = yг(k) - yг(k-l) — приращение фазовых измерений y2(k); α = Δt/T - весовой коэффициент; Δt = 0,5 c - интервал временной дискретизации, соответствующий периоду выдачи дифференциальных данных; T = IOO c - постоянная времени; y(0) - начальные условия.
Алгоритм фильтрации (2) основан на принципе инвариантности к динамике псевдодальности и, по отношению к кодовым измерениям псевдо дальности yi(k), является фильтром нижних частот с постоянной времени T = 100 с.
Оценка дисперсии шумовой ошибки борта <$ б_ «ш( V'. >*) / определяется как оценка дисперсии флюктуационной составляющей ошибки на выходе данного фильтра [9]:
Figure imgf000014_0002
о) где ^i \ ^J ^J и ^2 \^ j - оценки дисперсий шумовых ошибок в отсчетах псевдо дальности в кодовом и фазовом каналах; α = 5-1 (Г3 - весовой коэффициент фильтра, описываемого выражением (2); k - дискретное время.
Величины
Figure imgf000015_0001
σ ^f 2( Vα ' ) /,> входящие в (3), определяются по известной методике [10]:
Figure imgf000015_0002
где χi и χг - коэффициенты энергетических потерь в кодовом и фазовом каналах приемника спутниковых сигналов соответственно; с - скорость света; То - длительность селекторного импульса; TD - период дискретизации; Bc и Bp - эффективные полосы систем слежения за задержкой кода и фазой несущей, соответственно; fц - несущая частота Ll;
Figure imgf000015_0003
- отношение сигнал/шум в полосе частот 1 Гц; k - дискретное время.
Л 2 / -\
После определения дисперсии HOM Gmp _3 \!) и дисперсии
шумовой ошибки
Figure imgf000015_0004
вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности : σlr_3 (о = άlp_з (О + σi_3 (о . (6)
Среднеквадратическое значение дисперсии НОП pr_з \ ) транслируют на борт ЛА (по методике [3, 4]).
Одновременно выполняемая коррекция диаграммы прогнозируемой дисперсии ошибок HOM текущим значением дисперсии зеркальной компоненты НОМ необходима из-за изменения отражающих свойств наземных предметов при перемене погоды и времен года. При коррекции используется известный алгоритм а -фильтра [5]:
Figure imgf000016_0001
, (7) где а - весовой коэффициент, характеризующий желаемую скорость обновления наземной диаграммы; I - номер спутника; к - дискретное время обновления базы данных.
Формирование объемной диаграммы распределения дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ) выполняется путем теоретического или экспериментального исследования диаграммы рассеяния корпуса выбранного типа JIA. Методы экспериментального исследования отражений сигналов от элементов конструкции JIA известны и описаны, например, в [11]. В предложенном способе результаты данных исследований отражений сигналов впервые используются в навигационном процессе для формирования объемной диаграммы прогнозируемого значения дисперсии БОМ.
Измерение ошибок многолучевости на борту в реальном времени, т.е. определение текущего значения БОМ, затруднено из-за возможности быстрого изменения угловой ориентации спутников относительно корпуса JIA при маневрировании.
Определение текущего значения дисперсии БОМ выполняется по значениям прогнозируемой дисперсии БОМ с учетом угловой ориентации спутника относительно корпуса JIA. Для этого необходимо вычислить азимут и угол места спутников в земной системе координат (эти данные содержатся в бортовом приемнике и выдаются в бортовой вычислитель) и затем, используя измерения системы угловой стабилизации JIA или инерциальной навигационной системы, определить угловое положение спутников в связанной системе координат JIA и значение дисперсии
^ mp_б V^» / для / -того спутника в момент времени k. Определение дисперсии шумовой ошибки ^ w б V ' / бортового приемника подобно определению шумовой ошибки наземного приемника .
Определение дисперсии БОП I -того спутника выполняется путем сложения дисперсий σб 2(i9k) = σm 2 p б(i,k) + σl_б (i,k) . (8)
Затем выполняется определение дисперсии суммарной ошибки системы
^fоf v/ путем сложения дисперсий измерения JIKKC G pr З w , борта
О б V* :» O и дополнительных тропосферных ^тр и ионосферных
погрешностей ^" м , рекомендуемых стандартом [3],
<,(i) = <__(0 + σ*2(U) + σl + σlp (9)
Данные о погрешностях измерений используются для вычисления уточненных координат и достоверности их определения . Надежность посадки JTA достигается благодаря контролю достоверности (целостности) навигационной системы, который реализуется на борту JIA. Результат контроля используется для предупреждения экипажа в случае, если ошибки измерения координат превышают размеры «тoннeля безопасности)), в котором должен находиться JIA при посадке. Для выработки сигнала предупреждения на борту согласно [3] выполняется расчет дисперсий ошибок измерения координат и затем защитных уровней по высоте V и боковому отклонению L от заданной глиссады. Предупреждение вырабатывается, если защитные уровни превышают пороги Vp и Lp, определяемые нормами безопасности. В бортовом вычислительном устройстве для решения навигационной задачи и задачи контроля целостности используется прямоугольная правосторонняя система координат, начало О которой совмещено с началом взлетно-посадочной полосы; ось Ox направлена вдоль взлетно-посадочной полосы, касательно к поверхности референсного эллипсоида; ось Oz перпендикулярна указанной поверхности и направлена вне эллипсоида; ось Oy дополняет систему координат до правосторонней.
Линеаризованная модель наблюдения, используемая для решения навигационной задачи, имеет следующий вид [3]:
Ap = H - ΔX + e, где Δр - вектор отклонений измеренных псевдодальностей относительно расчетных псевдодальностей, определенных для заданной опорной точки X0; H - матрица направляющих косинусов в заданной системе координат; ΔХ - искомый вектор приращения координат относительно опорной точки X0; е - вектор невязок.
Защитные уровни L и V вычисляются следующим образом:
Figure imgf000018_0001
где S=[H1W-1H]-1H1W"1 - проекционная матрица;
W — QШg ^ (7t0t (Ij,..., (Tш (/V )J _ диагональная весовая матрица; S jjП -
элемент матрицы S, расположенный в i-й строке и п-м столбце; v/ - угол
глиссады;
Figure imgf000018_0002
"с ) - коэффициент, обеспечивающий требуемое значение риска потери достоверности Pc;
1 °°
Q(x) =-f= fexp( -f72 ) Λ
Благодаря предложенному способу уточняются значения дисперсий
общей ошибки
Figure imgf000018_0003
по формуле (9), которая используется для формирования весовой и проекционной матриц при определении уточненных координат и вычислении достоверности их определения в соответствии с защитными уровнями по формулам (10) и (1 1).
Таким образом, предварительное формирование объемных диаграмм прогнозируемых дисперсий наземной и бортовой ошибок многолучевости и их использование в комплексе с текущими измерениями многолучевости позволяет существенно уточнить определяемые координаты и достоверность их определения.
Кроме того, значительно увеличена надежность системы посадки при отказе текущих измерений HOM благодаря каналу прогнозирования дисперсии и использованию максимального значения HOM при сравнении прогнозируемой и текущей дисперсий.
В связи с тем, что при изменении метеоусловий и времен года условия отражения сигналов спутников изменяются, целесообразно корректировать диаграммы объемного распределения дисперсий путем введения новых данных от источника метеоинформации.
Для повышения надежности работы JlKKC целесообразно использовать несколько приемных каналов, разнесенных в пространстве [3]. Дифференциальные поправки JlKKC в этом случае формируются как среднеарифметическое значение поправок, выработанных каждым приемником.
Из-за существенного расстояния между приемниками ошибки многолучевости в этих каналах не коррелированны. Поэтому каждый приемник должен иметь свою объемную диаграмму прогнозируемой дисперсии HOM. При использовании M наземных приемников для каждого приемника производят операции, соответствующие случаю использования одного наземного приемника: формируют для каждого наземного приемника диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии HOM, вводят M упомянутых диаграмм объемного распределения в наземную базу данных и по этой базе данных определяют прогнозируемое значение дисперсии HOM для наземного приемника в соответствии с текущими относительными угловыми координатами каждого спутника. Непрерывно для каждого приемника производят операции определения мгновенного значения зеркальной компоненты HOM и вычисления текущей дисперсии HOM, производят для каждого наземного приемника и каждого спутника сравнение текущего значения дисперсии HOM с прогнозируемым значением данной дисперсии, выбирают максимальное из сравниваемых значений.
После выбора максимального значения дисперсия ошибки многолучевости при приеме сигнала I -го спутника в к -том приемнике
равна G"mp_з \?> ) , а после вычисления дисперсии шумовой ошибки наземного приемника получают дисперсию шумовой составляющей
ошибки измерения псевдодальности ^ШjV) ^) . Далее вычисляют дисперсию НОП для к -го приемника:
Figure imgf000020_0001
Затем определяют среднеквадратическое значение НОП I -го спутника как корень квадратный из суммы дисперсий НОП каждого наземного приемника, деленный на число приемников:
Figure imgf000020_0002
Результирующее значение НОП транслируют на борт JlA. Заявляемая система посадки (см. фигуру), реализующая заявленный способ, содержит N спутников 1 с известными координатами (Ci,... CN), наземную аппаратуру (А), включающую локальную контрольно- корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником 2, входом сопряженного с наземной антенной спутниковых сигналов 3, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок 4, на второй вход которого поступает информация о координатах CA места локальной контрольно- корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных 5, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных 6, бортовую аппаратуру (В), включающую бортовой приемник 14, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов 15, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат 16, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных 17, второй выход которого соединен с первым входом вычислителя отклонения координат от заданной глиссады 18, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат 16, а выход которого является информационным выходом 8 отклонения от заданной глиссады.
В наземную аппаратуру (А) введены вычислитель дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, формирователь диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9, база данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10, компаратор 11, определитель максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости 12, вычислитель среднеквадратического значения дисперсии наземной ошибки псевдо дальности 13, а в бортовую аппаратуру (В) введены база данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19, определитель ориентации летательного аппарата 20, вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22, вычислитель дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, вычислитель дисперсии суммарной ошибоки псевдодальности системы посадки 24, бортовая база допустимой погрешности определения координат 25 и вычислитель достоверности определения координат 26. При этом реализованы новые структурные связи в системе. Первый и второй дополнительные выходы наземного приемника 2 соединены соответственно с входом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 и входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, выход формирователя диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9 соединен с входом базы данных диаграммы прогнозируемой наземной ошибки многолучевости 10, выход которой соединен с первым входом компаратора 11 , второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, а выход компаратора 11 соединен с входом определителя максимального значения наземной ошибки многолучевости 12, выход которого соединен с первым входом вычислителя среднеквадратического значения наземной ошибки псевдо дальности 13, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, а выход которого соединен с третьим входом передатчика линии передачи данных 5. Выход вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 дополнительно соединен с корректирующим входом базы данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10.
Выход базы данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19 соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом определителя угловой ориентации летательного аппарата 20 и первым дополнительным выходом бортового приемника 14, второй дополнительный выход которого соединен с входом вычислителя шумовой ошибки бортового приемника 22, выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, а выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности 24, второй вход которого соединен с вторым дополнительным выходом приемника линии передачи данных 17, первый выход 24 соединен с дополнительным входом вычислителя текущих координат 16, второй выход сумматора ошибок псевдодальности 24 соединен с первым входом вычислителя достоверности определения координат 26, второй вход которого соединен с выходом бортовой базы допустимой погрешности определения координат 25, а выход Tp вычислителя достоверности определения координат 26 является информационным выходом о превышении допустимой погрешности определения координат в системе посадки (сигнала "тревога").
На фигуре также показаны отражающие объекты 27 в районе размещения JIKKC и переотражающие элементы конструкции JIA 28. Система посадки работает следующим образом. В наземной аппаратуре (А) в вычислителе дифференциальных поправок 4 формируются дифференциальные поправки и через передатчик ЛПД 5 передаются на борт вместе с координатами, поступающими из наземной базы данных координат заданной глиссады 6. Вычисление текущих координат JIA с учетом принятых в приемнике ЛПД 17 дифференциальных поправок осуществляется вычислителем 16. Отклонение Л А от выбранной глиссады (по вертикали и горизонтали) определяется вычислителем 18, на входы которого поступают текущие координаты ЛА из вычислителя 16 и заданные координаты из приемника ЛПД 17.
Объемная диаграмма дисперсий прогнозируемой HOM формируется в формирователе 9 путем предварительного исследования ошибок многолучевости известными методами [6,7], запоминается в базе данных 10 и используется по сигналу текущего времени τ. Одновременно с использованием отношения сигнал/шум и выходного сигнала приемника 2 в вычислителе 7 определяется текущее значение дисперсии HOM. Сравнение дисперсий выполняется компаратором 11, а выбор наибольшей - определителем максимального значения 12. Определение текущей дисперсии HOM в вычислителе 7 позволяет повысить надежность измерения ошибок при отражениях от движущейся наземной техники и пролетающих ЛА. Определение среднеквадратического значения HOM выполняется в вычислителе 13, на входы которого поступают дисперсии шумовой ошибки и наземной ошибки многолучевости. Техника измерения дисперсии шумовой ошибки рассмотрена выше. В бортовой аппаратуре (В) база данных дисперсии прогнозируемой ошибки многолучевости 19 формируется путем исследования отражений для выбранного типа JlA [11]. Вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21 использует данные об угловой ориентации JIA в земной системе координат, поступающие из определителя угловой ориентации JIA 20, и угловых координатах спутников из приемника 14. Вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22 использует измерения отношения сигнал/шум, получаемые из приемника 14. Дисперсия бортовой ошибки псевдодальности определяется в вычислителе 23 путем суммирования дисперсии БОМ и дисперсии шумовой ошибки бортового приемника. Определение дисперсии суммарной ошибки системы посадки выполняется в вычислителе 24, в который поступают значения дисперсии наземной и бортовой ошибок псевдо дальности. Дисперсии суммарных ошибок системы поступают из 24 в вычислитель координат 16, где используются при формировании весовой матрицы метода наименьших квадратов [3] для получения уточненных координат и в вычислитель достоверности координат JIA 26, который вырабатывает предупреждение в случае превышения допустимой погрешности определения координат JIA, хранящейся в бортовой базе данных 25. Из вычислителя 16 уточненные значения координат поступают в вычислитель 18, где используются для определения уточненных значений отклонений от глиссады.
Таким образом, введение формирователей и баз объемных диаграмм прогнозируемых дисперсий наземной и бортовой ошибок многолучевости и их использование в системе посадки в совокупности с блоками, определяющими и обрабатывающими дифференциальные поправки псевдодальностей, и блоками, вычисляющими дисперсии ошибок многолучевого распространения и шумовых ошибок, позволяет существенно уточнить определяемые координаты JIA и достоверность их определения Кроме того, как указывалось выше, значительно увеличена надежность системы посадки при отказе текущих измерений HOM благодаря каналу прогнозирования дисперсии и использованию максимального значения HOM при сравнении прогнозируемой и текущей дисперсий.
Предложенная система посадки реализована с использованием приемоизмерителей фирмы «Javad Nаvigаtiоп System»: в качестве бортового приемника - модуль JNSlOO, в качестве наземного приемника - модуль
JGG 12T. Также использовались аппаратно-программные модули, построенные на базе широко распространенных стандартных устройств аналоговой и цифровой вычислительной техники фирм «ANALOG
DEVICES», «AMPRO», «AЛEKCAHДEP ЭЛEKTPИK», «TEXAS INSTRUMENTS», «MAXIM», «ALTERA».
Для разработки программного обеспечения, реализующего необходимые функции упомянутых устройств, использовались стандартные языки программирования («C», «C++»), программно-математическое обеспечений фирм «MICROSOFT», «BORLAND», «QNX» и известные формулы геодезических преобразований.
Промышленная применимость
Заявляемые способ и система посадки летательных аппаратов являются перспективными для использования на аэродромах, необорудованных инструментальными системами посадки. Математическое моделирование, полунатурные и летные испытания системы посадки, которые проводились на самолетах Як-42 и Ил-76 показали, что использование предложенного способа позволяет повысить точность определения координат на 50%, а достоверность их определения в 2-3 раза.
Источники информации:
1. Сетевые спутниковые радионавигационные системы [Текст] / П.П.Дмитриев [и др.]; отв. ред. В.С.Шебшаевич. - 2-е изд. - M.: Радио и связь, 1993. - 408 с: ил. 2. Патент США JN°5 361 212, кл. G01S5/00, заявл. 11.02.92 г., опубл.
01.11.1994 г. 3. DO-245A, Minimum Аviаtiоп Sуstеm Реrfогmапсе Stапdагds fог Lосаl Аrеа Аugmепtаtiоп Sуstеm (LAAS) [Еlесtrопiс rеsоurсе] // Rаdiо Тесhпiсаl Соmmissiоп fог Аегопаutiсs, Dесеmbеr 9, 2004. - Режим доступа: http://www.rtca.org/doclist.asp. 4. DO-246C, GNSS Ваsеd Ргесisiоп Арргоасh Lосаl Аrеа Аugmепtаtiоп
Sуstеm (LAAS) - Sigпаl-iп-Sрасе Iпtеrfасе Сопtrоl Dосumепt (ICD) [Еlесtrопiс rеsоurсе] // Rаdiо Тесhпiсаl Соmmissiоп fог Аегопаutiсs, Арril 07, 2005. - Режим доступа: http://www.rtca.org/doclist.asp.
5. Патент РФ JN° 2 237 256, кл. G01S5/00, H04B1/06, заявл. 21.02.2001 г., опубл. 27.09.2004 г.
6. Соколов А. А. Оценка ошибок дифференциальных поправок JIKKC авиационного назначения. Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. С-Пб., 2005г.
7. Slееwаеgеп, J. Мultiраth Мitigаtiоп, Вепеfϊts frоm usiпg thе Sigпаl-tо- Nоisе Rаtiо [Техt] / J. Slееwаеgеп // ЮN GPS-1997: Ргосееdiпgs оf thе Юth
Iпtеrпаtiопаl Тесhпiсаl Мееtiпg оf thе Sаtеllitе Divisiоп оf thе Iпstitutе оf Nаvigаtiоп. - Капsаs Сitу, 1997. - P. 531-541.
8. Патент Японии JNbЗ 379 958 B2 8503069 А, кл. G01S5/02 заявл. 02.11.1993 г., опубл. 24.02.2003 г. 9. Казаринов, Ю.М. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов [Текст] / Ю.М.Казаринов, А.И.Соколов, Ю.С.Юрченко; под общ. ред. Ю.М.казаринова. - Л.: ЛЭТИ, 1985. - 160 с: ил.
10. Аshjаее, J. Аutоmаtеd Dеsigп оf Nаvigаtiоп Rесеivеrs [Техt] / J.Аshjаее, М.Vоrоbiеv, А.Zhdапоv, М.Zhоdzishskу // ЮN GPS-1999: Ргосееdiпgs оf thе 12th Iпtеrпаtiопаl Тесhпiсаl Мееtiпg оf thе Sаtеllitе Divisiоп оf thе Iпstitutе оf Nаvigаtiоп. - Nаshvillе, 1999. - P. 821-827. 11. Stеiпgаss, А. А Нigh Rеsоlutiоп Моdеl fог thе Аегопаutiсаl Мultiраth Nаvigаtiоп Сhаппеl [Text]/A. Stеiпgаss, А.Lеhпеr, F.Регеz-Fопtап, Е.Кubistа, М.Маrtiп, В.Аrbеssег-Rаstburg // ЮN GPS-2004: //P. 357-365.

Claims

Формула изобретения
1. Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы, состоящий в том, что определяют текущие координаты летательного аппарата по ориентации относительно нескольких спутников с известньми 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 псевдо дальностей, транслируют их и координаты заданной глиссады на борт летательного аппарата через линию передачи данных, а на борту производят прием упомянутых дифференциальных поправок и координат заданной глиссады, на основе которых корректируют значения псевдодальностей и формируют отклонение текущих координат летательного аппарата от заданной глиссады, отличающийся тем, что 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, 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 дисперсии 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 диаграмму прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости по непрерывно определяемому текущему значению дисперсий зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости для каждого спутника, а на борту предварительно формируют диаграмму объемного распределения 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.
2. Способ по п.l, отличающийся тем, что непрерывно синхронно с определением дисперсии наземной ошибки многолучевости в наземную базу данных вводится информация об изменениях окружающей метеообстановки, на основе которой производят корректировку диаграммы объемного распределения дисперсии наземной ошибки многолучевости и используют для определения дисперсии наземной ошибки многолучевости откорректированную с учетом изменения метеообстановки упомянутую диаграмму.
3. Способ по п.l, отличающийся тем, что в локальной контрольно- корректирующей станции используют M наземных приемников, для каждого из которых формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов, вводят M упомянутых диаграмм объемного распределения в наземную базу данных и по этой базе данных определяют значение прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости для каждого наземного приемника, а среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдо дальности вычисляют как корень квадратный из суммы дисперсий наземных ошибок псевдодальности наземных приемников, деленный на число приемников M.
4. Система посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы, содержащая N спутников 1 с известными координатами (Ci,... CN), наземную аппаратуру (А), включающую локальную контрольно-корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником 2, входом сопряженного с наземной антенной спутниковых сигналов 3, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок 4, на второй вход которого поступает информация о координатах Сд места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных 5, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных координат заданной глиссады 6, бортовую аппаратуру (В), включающую бортовой приемник 14, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов 15, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат 16, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных 17, второй выход которого соединен с первым входом вычислителя отклонений от заданной глиссады 18, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат 16, а выход S которого является информационным выходом отклонений от заданной глиссады, отличающаяся тем, что в наземную аппаратуру (А) введены вычислитель дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, формирователь диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9, база данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10, компаратор 11 , определитель максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости 12, вычислитель среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности 13, а в бортовую аппаратуру (В) введены база данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19, определитель ориентации летательного аппарата 20, вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22, вычислитель дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, вычислитель дисперсии суммарной ошибки псевдодальности 24, бортовая база допустимой погрешности определения координат 25 и вычислитель достоверности определения координат 26, при этом первый и второй дополнительные выходы наземного приемника 2 соединены соответственно с входом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 и входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, выход формирователя диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9 соединен с первым входом базы данных упомянутой диаграммы прогнозируемой наземной ошибки многолучевости 10, на второй вход которой поступает сигнал текущего времени х, выход которой соединен с первым входом компаратора 11 , второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, а выход компаратора 11 соединен с входом определителя максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости 12, выход которого соединен с первым входом вычислителя среднеквадратического значения наземной ошибки псевдо дальности 13, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, а выход которого соединен с третьим входом передатчика линии передачи данных 5, при этом выход вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 дополнительно соединен с корректирующим входом базы данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10, выход базы данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19 соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом определителя угловой ориентации летательного аппарата 20 и с первым дополнительным выходом бортового приемника 14, второй дополнительный выход которого соединен с входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22, выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, а выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности 24, второй вход которого соединен с вторым дополнительным выходом приемника линии передачи данных 17, первый выход вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности 24 соединен с дополнительным входом бортового вычислителя текущих координат 16, второй его выход соединен с первым входом вычислителя достоверности определения координат 26, второй вход которого соединен с выходом бортовой базы допустимой погрешности определения координат 25, а выход Tp вычислителя достоверности определения координат 26 является информационным выходом о превышении допустимой погрешности определения координат в системе посадки.
PCT/RU2008/000260 2007-07-17 2008-04-22 Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе WO2009011611A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007128023/09A RU2331901C1 (ru) 2007-07-17 2007-07-17 Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе
RU2007128023 2007-07-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009011611A1 true WO2009011611A1 (ru) 2009-01-22
WO2009011611A8 WO2009011611A8 (ru) 2009-04-23

Family

ID=39748124

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2008/000260 WO2009011611A1 (ru) 2007-07-17 2008-04-22 Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2331901C1 (ru)
WO (1) WO2009011611A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011038976A1 (de) * 2009-09-29 2011-04-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum rechnergestützten erstellen und/oder aktualisieren einer referenzkarte für eine satellitengestützte ortung eines objekts
CN107632316A (zh) * 2017-09-11 2018-01-26 北京数码汇博科技有限公司 一种利用卫星定位测量车身姿态的方法及结构
CN108694472A (zh) * 2018-06-15 2018-10-23 清华大学 预测误差极值分析方法、装置、计算机设备和可读存储介质

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2514197C1 (ru) * 2012-12-06 2014-04-27 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации Способ и устройство определения угловой ориентации летательных аппаратов
RU2542325C1 (ru) * 2013-07-24 2015-02-20 Олег Иванович Завалишин Способ локации воздушного судна

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4866450A (en) * 1986-05-15 1989-09-12 Sundstrand Data Control, Inc. Advanced instrument landing system
WO1994010582A1 (en) * 1992-11-02 1994-05-11 Honeywell Inc. Differential gps landing assistance system
RU2236020C2 (ru) * 2002-09-19 2004-09-10 ЗАО "ВНИИРА - Навигатор" Спутниковая радионавигационная система захода на посадку и посадки
RU2237257C2 (ru) * 2002-01-25 2004-09-27 Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" Способ устранения влияния тропосферных и ионосферных ошибок измерения в одночастотных приёмниках спутниковой навигации

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4866450A (en) * 1986-05-15 1989-09-12 Sundstrand Data Control, Inc. Advanced instrument landing system
WO1994010582A1 (en) * 1992-11-02 1994-05-11 Honeywell Inc. Differential gps landing assistance system
RU2237257C2 (ru) * 2002-01-25 2004-09-27 Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро навигационных систем" Способ устранения влияния тропосферных и ионосферных ошибок измерения в одночастотных приёмниках спутниковой навигации
RU2236020C2 (ru) * 2002-09-19 2004-09-10 ЗАО "ВНИИРА - Навигатор" Спутниковая радионавигационная система захода на посадку и посадки

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011038976A1 (de) * 2009-09-29 2011-04-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum rechnergestützten erstellen und/oder aktualisieren einer referenzkarte für eine satellitengestützte ortung eines objekts
KR101451203B1 (ko) 2009-09-29 2014-10-15 지멘스 악티엔게젤샤프트 객체의 위성-기반 포지셔닝을 위한 기준 맵의 컴퓨터-보조 생성 및/또는 갱신을 위한 방법 및 디바이스
CN107632316A (zh) * 2017-09-11 2018-01-26 北京数码汇博科技有限公司 一种利用卫星定位测量车身姿态的方法及结构
CN108694472A (zh) * 2018-06-15 2018-10-23 清华大学 预测误差极值分析方法、装置、计算机设备和可读存储介质
CN108694472B (zh) * 2018-06-15 2020-07-31 清华大学 预测误差极值分析方法、装置、计算机设备和存储介质

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009011611A8 (ru) 2009-04-23
RU2331901C1 (ru) 2008-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1860456B1 (en) Methods and systems for radar aided aircraft positioning for approaches and landings
US8798819B2 (en) Vertical required navigation performance containment with radio altitude
US8818582B2 (en) Method and system for determining the position of an aircraft during its approach to a landing runway
CN104764447B (zh) 在接近着陆跑道期间垂直引导飞行器的方法和设备
EP2434313B1 (en) Method for fusing multiple GPS measurement types into a weighted least squares solution
KR101827820B1 (ko) 위성 항법 신호를 이용한 항공기 착륙 수신 장치 및 그 제어 방법
US9836064B2 (en) Aircraft landing systems and methods
CN101395443A (zh) 混合定位方法和设备
Bhatti Improved integrity algorithms for integrated GPS/INS systems in the presence of slowly growing errors
WO2009011611A1 (ru) Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе
Sabatini et al. Assessing avionics-based GNSS integrity augmentation performance in UAS mission-and safety-critical tasks
Dautermann et al. Extending access to localizer performance with vertical guidance approaches by means of an SBAS to GBAS converter
KR101398382B1 (ko) 실시간으로 항공기 착륙 시설의 성능을 평가하는 장치 및 방법
US5910788A (en) Predictive approach integrity
Videmsek et al. Evaluation of RADAR altimeter-aided GPS for precision approach using flight test data
RU2386176C2 (ru) Система посадки летательных аппаратов
Kuzmenko et al. Improving the accuracy of aircraft positioning by navigational AIDS using kalman filter
CN112113567B (zh) 机载综合着陆导航方法
Gray In-flight detection of errors for enhanced aircraft flight safety and vertical accuracy improvement using digital terrain elevation data with an inertial navigation system, global positioning system and radar altimeter
Felux Total system performance of GBAS-based automatic landings
Videmsek et al. Sensitivity analysis of RADAR Altimeter-aided GPS for UAS precision approach
Kim et al. Keynote: Design of Local Area DGNSS Architecture to Support Unmanned Aerial Vehicle Networks: Concept of Operations and Safety Requirements Validation
RU2389042C2 (ru) Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам
Videmsek et al. Terrain referenced integrity monitor for an unmanned aircraft systems precision approach
RU2385469C1 (ru) Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08767023

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 08767023

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1