DE102008036145B4

DE102008036145B4 - Verfahren zum Betreiben eines satellitenbasierten Positionsbestimmungssystems und Positionsbestimmungseinrichtung für ein satellitenbasiertes Positionsbestimmungssystem

Info

Publication number: DE102008036145B4
Application number: DE200810036145
Authority: DE
Inventors: Dr. Su Hua
Original assignee: Thales Alenia Space Deutschland GmbH
Current assignee: Thales Alenia Space Deutschland GmbH
Priority date: 2008-08-01
Filing date: 2008-08-01
Publication date: 2013-10-10
Anticipated expiration: 2028-08-02
Also published as: DE102008036145A1

Abstract

Verfahren (61) zum Betreiben eines satellitenbasierten Positionsbestimmungssystems (11), bei dem eine Integrität von Positionsinformationen (X) überwacht wird, wobei die Positionsinformationen (X) eine von einer Positionsbestimmungseinrichtung (15) des Positionsbestimmungssystems (11) ermittelte Position charakterisieren und das Verfahren (61) die folgenden Schritte umfasst: – Ermitteln (71) einer Fehlergröße (UREk) für zumindest einen Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) in Abhängigkeit von mindestens einer für ausgewählte Satelliten (13) ermittelten Flugbahn (109, 111) und mindestens einer für die ausgewählten Satelliten (13) ermittelten Pseudostrecke und – Auswahlen (65; 73, 75) von Satelliten (13) zum Ermitteln der Positionsinformationen (X) und der Fehlergröße (UREk), wobei Satelliten (13), für die die Fehlergröße (UREk) größer als ein Schwellwert (Thk) ist, von der Auswahl ausgeschlossen werden, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwellwert (Thk) in Abhängigkeit von einem Unterschied (dk) zwischen ersten Bahndaten (e) und zweiten Bahndaten (o), ermittelt wird, wobei die ersten Bahndaten (e) und die zweiten Bahndaten (o) auf unterschiedliche Weise ermittelt und/oder erfasst werden und die Flugbahn (107) zumindest eines Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) charakterisieren, und dass sämtliche Schritte des Verfahrens in der Positionsbestimmungseinrichtung (15) ausgeführt werden.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines satellitenbasierten Navigations- und Positionsbestimmungssystems, bei dem eine Integrität von Positionsinformationen überwacht wird, wobei die Positionsinformationen eine von einer Positionsbestimmungseinrichtung des Positionsbestimmungssystems ermittelte Position charakterisieren und das Verfahren die folgenden Schritte umfasst:

– Ermitteln einer Fehlergröße für zumindest einen Satelliten des Positionsbestimmungssystems in Abhängigkeit von mindestens einer für ausgewählte Satelliten ermittelten Flugbahn und mindestens einer für die ausgewählten Satelliten ermittelten Pseudostrecke und Auswählen mindestens eines Satelliten zum Ermitteln der Positionsinformationen und/oder der Fehlergröße, wobei mindestens ein Satellit, für den die Fehlergröße größer als ein Schwellwert ist, von der Auswahl ausgeschlossen wird.

Wird ein satellitenbasiertes Positionsbestimmungssystem, wie beispielsweise das Global Positioning System (GPS), in sicherheitskritischen Anwendungen, wie beispielsweise in der Luftfahrt, eingesetzt, dann reicht es nicht aus, lediglich die Positionsinformationen zu ermitteln, sondern es muss auch überprüft werden, ob die ermittelten Positionsinformationen mit einer hinreichend hohen Vertrauenswahrscheinlichkeit korrekt sind. Eine für sicherheitskritische Anwendungen geeignete Positionsbestimmungseinrichtung, wie beispielsweise ein in einem Flugzeug installierter GPS-Empfänger, führt solche Überprüfungen ständig durch. Entsprechende Verfahren werden üblicherweise als Integritätsüberwachung (integrity monitoring) bezeichnet.
Reicht die Qualität der Positionsinformationen für die vorgesehene Anwendung nicht aus, dann wird üblicherweise eine Alarmmeldung erzeugt. Diese Alarmmeldung kann beispielsweise einem Piloten eines Flugzeuges angezeigt werden, so dass dieser weiß, dass er sich auf die Positionsinformationen momentan nicht verlassen kann.
Ein solches Verfahren wird vorzugsweise dann ausgeführt, wenn redundante Informationen, die zur Ermittlung der Positionsinformationen herangezogen werden können, vorliegen. Dies ist beispielsweise der Fall, wenn mehr als fünf Satelliten von der Positionsbestimmungseinrichtung sichtbar sind.
Die WO 98/00727 A1 zeigt ein von der Positionsbestimmungseinrichtung autonom ausführbares Integritätsüberwachungsverfahren (Receiver Autonomous Integrity Monitoring, RAIM) mit Fehlererkennung und -behebung (Fault Detection and Exclusion, FDE). Dieses Verfahren wertet Daten einer größeren Anzahl an Satelliten aus als zur Ermittlung der Positionsinformationen minimal notwendig wäre. Anhand der hierdurch entstehenden Redundanz bezüglich der zur Ermittlung der Positionsinformationen verfügbaren Daten werden Fehler bei einzelnen Satelliten des Positionsbestimmungssystems erkannt und gegebenenfalls eliminiert, indem die einzelnen fehlerhafte Satelliten ausgeschlossen werden, das heißt beim Ermitteln der Fehlergröße bzw. der Positionsinformationen nicht mehr berücksichtigt werden. Bei diesem Verfahren ist das Erkennen und Ausschließen eines Fehlers eines Satelliten allerdings mit einer Unsicherheit behaftet. Es kann – je nach Auslegung des Verfahrens – zu einer relativ hohen Rate an Fehlalarmen kommen oder es kann nur eine relativ geringe Genauigkeit der Positionsinformationen zugesichert werden.
Oehler, Veit et al.: ”The Galileo Integrity Concept and Performance”, in Proceedings of GNSS 2005 – The European Navigation Confernece, München, Deutschland, 19.–22. Juli 2005 beschreibt ein Integritäts-Konzept für Galileo, das ein verteiltes System voraussetzt. Das System umfasst mehrere verteilt angeordnete Galileo Sensor Stationen (GSS), Integrity Processing Facilities (IPF), Galileo Satelliten und Übertragungsstrecken von den IPSs zu einer Positionsbestimmungseinrichtung über die Satelliten, welche zur Übertragung der in den IPFs ermittelten Parameter zur Integritätsüberwachung an die Positionsbestimmungseinrichtung dienen.
Ehret, W. et al.: „GNSS Performance Monitoring Services with GalTeC”,ION GNSS 2007, Fort Worth, September 2007 beschreibt ebenfalls ein Verfahren zur Bestimmung der Galileo Integritätsparamter unter Verwendung eines verteilten Systems. der GSS sowie weiterer Messstationen.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren zum Betreiben eines satellitenbasierten Positionsbestimmungssystems anzugeben, bei dem die Integrität der Positionsinformationen von der Positionsbestimmungseinrichtung selbst überwacht werden kann.
Zur Lösung dieser Aufgabe wird vorgeschlagen, dass der Schwellwert in Abhängigkeit von einem Unterschied zwischen ersten Bahndaten und zweiten Bahndaten ermittelt wird, wobei die ersten Bahndaten und die zweiten Bahndaten auf unterschiedliche Weise ermittelt und/oder erfasst werden und eine Flugbahn zumindest eines Satelliten des Positionsbestimmungssystems charakterisieren. Vorzugsweise wird bei dem Verfahren auch eine Position der Positionsbestimmungseinrichtung des Positionsbestimmungssystems ermittelt, und dass sämtliche Schritte des Verfahrens in der Positionsbestimmungseinrichtung (15) ausgeführt werden.
Erfindungsgemäß wurde erkannt, dass Fehler bei der Positionsbestimmung oftmals durch einen Fehler in zur Positionsbestimmung verwendeten Bahndaten eines oder mehrerer Satelliten verursacht werden. Das erfindungsgemäße Verfahren kann einen solchen Fehler besonders leicht und zuverlässig erkennen, da die Schwellenwerte der Pseudostreckenfehler für jeden Satelliten aus zwei auf unterschiedliche Weise ermittelten Satellitenbahnen bestimmt werden. Um die Zuverlässigkeit der Fehlererkennung weiter zu erhöhen, können sodann zusätzlich die Residuen der Positionsinformationen in Betracht gezogen und ausgewertet werden.
Es kann vorgesehen werden, dass die Fehlergröße für alle von der Positionsbestimmungseinrichtung sichtbaren Satelliten, das heißt für diejenigen Satelliten, deren Satellitensignal von der Positionsbestimmungseinrichtung empfangbar ist, ermittelt wird. Es kann vorgesehen werden, dass die von der Positionsbestimmungseinrichtung empfangenen Satellitensignale von der Positionsbestimmungseinrichtung hinsichtlich ihrer Nutzbarkeit bzw. Auswertbarkeit überprüft werden und dass die entsprechenden Satelliten in Abhängigkeit von diesem Überprüfen als nutzbar identifiziert werden. Hierzu können verschiedene vorgegebene Parameter des Satellitensignals wie beispielsweise ein Signal- zu Rauschverhältnis, eine Signalstärke, eine Bitfehlerrate, oder dergleichen herangezogen werden.
Das Verfahren kann somit das Ermitteln der Fehlergröße für alle sichtbaren Satelliten des Positionsbestimmungssystems in Abhängigkeit von den ausgewählten Satelliten ermittelten Flugbahn und für alle Pseudostrecken der sichtbaren Satelliten umfassen.
Weiter kann vorgesehen werden, dass die Fehlergröße für alle von der Positionsbestimmungseinrichtung sichtbaren und/oder als nutzbar identifizierten Satelliten ermittelt wird und dass die Fehlergröße in Abhängigkeit von Pseudostrecken berechnet wird, die für alle von der Positionsbestimmungseinrichtung sichtbaren und/oder als nutzbar identifizierten Satelliten ermittelt wird.
Es ist denkbar, das alle sichtbaren Satelliten zur Ermitteln der Positionsinformationen ausgewählt werden, wobei nacheinander die Satelliten, für die die Fehlergröße größer als deren Schwellwerte sind und deren Fehlergröße jeweils am größten ist, von der Auswahl ausgeschlossen werden.
Hierbei ist bevorzugt, dass die ersten Bahndaten aus von Satelliten des Positionsbestimmungssystems ausgesendeten Ephemeridendaten ermittelt werden und/oder die zweiten Bahndaten – bei denen es sich um präzise prognostizierte Satellitenbahnen handeln kann – von einer vom Positionsbestimmungssystem getrennten Informationsquelle bereitgestellt werden. Die Ephemeridendaten sind in einem von den Satelliten ausgesendeten Satellitensignal enthalten, so dass die Positionsbestimmungseinrichtung diese einfach durch Demodulation und Dekodierung des Satellitensignals ermitteln kann. Die Ephemeridendaten enthalten nicht nur die Parameter einer Flugbahn der Satelliten, sondern auch Zeitkorrekturwerte zum Korrigieren einer Zeit, die von einer an Bord eines jeden Satelliten befindlichen Uhr ermittelt wird, vornehmlich um den Zeitpunkt des abgestrahlten Signals mit den dem Nutzer übermittelten Daten mitzuteilen. Bei den zweiten Bahndaten kann es sich um anhand von Beobachtungsdaten über die Flugbahnen der Satelliten vorausberechnete Bahndaten handeln.
Beispielsweise können die vom ”International GNSS Service (IGS)” bereitgestellten vergleichsweise präzisen vorausberechneten Bahndaten verwendet werden. Analysen von realen Daten haben gezeigt, dass sich die vom IGS herausgegebenen, als ”Ultra-Rapid Predicted Orbits” bezeichneten vorausberechneten Bahndaten beispielsweise zur Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens eignen. Diese Daten werden viermal pro Tag aktualisiert und enthalten vorausberechnete Bahndaten, die für einen Zeitraum von bis zu 24 Stunden verwendet werden können. Die Datensätze enthalten Flugbahndaten mit einer Genauigkeit im Bereich von 10 cm und Zeitkorrekturwerte mit einer Genauigkeit im Bereich von 2–5 ns.
Vorzugsweise wird der Schwellwert für jeden Satelliten getrennt berechnet. Dies ermöglicht, dass Satelliten, bei denen die ersten und zweiten Bahndaten voneinander abweichen, von dem Verfahren anders behandelt werden können als diejenigen Satelliten, bei denen die ersten und zweiten Bahndaten keinen oder nur einen geringen Unterschied aufweisen. Insgesamt wird auf diese Weise die Genauigkeit und die Zuverlässigkeit des Verfahrens erhöht.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist vorgesehen, dass als Fehlergröße ein erster Pseudostreckenfehler ermittelt wird, der einen geschätzten Unterschied zwischen einer ermittelten Pseudostrecke und einer zugehörigen gemessenen Pseudostrecke zwischen der Positionsbestimmungseinrichtung und dem Satelliten charakterisiert.
Es ist besonders bevorzugt, dass zum Berechnen des Schwellwerts aus den ersten Bahndaten, den zweiten Bahndaten und vorzugsweise einer Position der Positionsbestimmungseinrichtung des Positionsbestimmungssystems ein zweiter Pseudostreckenfehler ermittelt wird. Die Position der Positionsbestimmungseinrichtung kann aus den Positionsinformationen ermittelt werden. In anderen Worten kann zum Berechnen des Schwellwerts aus den ersten Bahndaten und den zweiten Bahndaten bezogen auf die Position der Positionsbestimmungseinrichtung ein zweiter geschätzter Pseudostreckenfehler ermittelt werden. Der zweite geschätzte Pseudostreckenfehler wird auch als SISRE^k (Signal-In-Space Range Error) bezeichnet.
Bei einer Pseudostrecke handelt es sich um eine ermittelte Entfernung zwischen einem Satelliten und der von der Positionsbestimmungseinrichtung eines Nutzers oder einer Referenzstation zu ermittelnden Position. Die Pseudostrecke wird aus Ergebnissen einer Laufzeitmessung des Satellitensignals zwischen dem Satelliten und der Positionsbestimmungseinrichtung und aus den ersten Bahndaten ermittelt. Zur Laufzeitmessung wird die Uhr des Satelliten sowie eine Uhr der Positionsbestimmungseinrichtung verwendet.
Da die Uhr der Positionsbestimmungseinrichtung üblicherweise nicht mit einer Systemzeit des Positionsbestimmungssystems synchronisiert ist, entspricht die Pseudostrecke normalerweise nicht einer tatsächlichen Entfernung zwischen dem Satelliten und der Positionsbestimmungseinrichtung. Ein Unterschied zwischen der tatsächlichen Pseudostrecke und der ermittelten Pseudostrecke kann sich insbesondere daraus ergeben, dass die ersten Bahndaten einen Fehler aufweisen. Dieser Pseudostreckenfehler kann anhand der ersten und zweiten Bahndaten ermittelt werden.
Es kann vorgesehen werden, dass eine Genauigkeit des zweiten Pseudostreckenfehlers ermittelt und der Schwellwert in Abhängigkeit von der ermittelten Genauigkeit gebildet wird.
Hierbei ist bevorzugt, dass die Genauigkeit des zweiten Pseudostreckenfehlers mittels einer statistischen Auswertung mehrerer Werte des zweiten Pseudostreckenfehlers, vorzugsweise unter Annahme einer Normalverteilung der Werte des zweiten Pseudostreckenfehlers, innerhalb eines bestimmten Zeitfensters ermittelt wird. Die Genauigkeit kann hierbei in Abhängigkeit von einer Streuung der angenommenen Normalverteilung berechnet werden.
Es ist bevorzugt, dass zum Ermitteln des ersten Pseudostreckenfehlers eine Navigationslösung berechnet wird, wobei ein Regressionsverfahren durchgeführt wird, dem die für die ausgewählten Satelliten ermittelten Pseudostrecken als Daten zugrunde gelegt werden, und wobei der erste Pseudostreckenfehler aus Residuen der Navigationslösung ermittelt wird.
Zum Berechnen der Navigationslösung kann jedes Verfahren verwendet werden, das sich als zur Anwendung bei satellitenbasierten Positionsbestimmungssystemen, insbesondere bei RAIM-Verfahren, geeignet erwiesen hat. Es kann beispielsweise die Methode der kleinsten Quadrate verwendet werden. Beim Berechnen der Navigationslösung können auch Positionsinformationen ermittelt werden.
Ein wesentlicher Aspekt der vorliegenden Erfindung besteht insbesondere darin, dass zum Ermitteln der Fehlergröße, vorzugsweise auch zum Ermitteln der Positionsinformationen, nur ausgewählte Satelliten verwendet werden. Hierbei können alle Satelliten ausgewählt werden, deren Satellitensignal von der Positionsbestimmungseinrichtung empfangen werden kann oder es können gegebenenfalls auch ein Satellit oder mehrere Satelliten von der Auswahl ausgeschlossen werden. In einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird beim Auswählen mindestens eines Satelliten zum Ermitteln der Fehlergröße ein Auswahlablauf durchgeführt, bei welchem in dem Fall, dass mindestens einer der ermittelten ersten Pseudostreckenfehler größer als der Schwellwert ist, alle momentan ausgewählten Satelliten mit Ausnahme des Satelliten mit dem größten ersten Pseudostreckenfehler ausgewählt werden und für die nunmehr verbleibenden ausgewählten Satelliten die zugehörigen ersten Pseudostreckenfehler neu ermittelt werden.
Für das Auswählen der Satelliten kann ein iterativer Ablauf verwendet werden, das heißt es kann vorgesehen werden, dass der Auswahlablauf solange wiederholt wird, bis kein erster Pseudostreckenfehler der ausgewählten Satelliten größer als der Schwellwert ist. Hierbei können vor dem ersten Auswahlablauf zunächst sämtliche Satelliten des Positionsbestimmungssystems ausgewählt werden, deren Signal von der Positionsbestimmungseinrichtung empfangen werden kann. Alternativ hierzu können vor dem ersten Auswahlablauf zunächst die als nutzbar identifizierten Satelliten ausgewählt werden.
Um aussagekräftige Informationen über die Integrität der Positionsinformationen zu erhalten, kann vorgesehen werden, dass mindestens eine Integritätsmetrik ermittelt wird, die einen räumlichen Positionsunsicherheitsbereich der von der Positionsbestimmungseinrichtung ermittelten Position, insbesondere einen vertikalen Positionsunsicherheitsbereich und/oder einen horizontalen Positionsunsicherheitsbereich, charakterisiert. Der räumliche Positionsunsicherheitsbereich wird üblicherweise als ”Protection Level (PL)” bezeichnet. Er charakterisiert ein Gebiet um die ermittelte Position herum, innerhalb dessen eine tatsächliche Position der Positionsbestimmungseinrichtung mit einer bestimmten Vertrauenswahrscheinlichkeit liegt. Je größer der Positionsunsicherheitsbereich ist, desto ungenauer ist die ermittelte Position. Der vertikale Positionsunsicherheitsbereich (Vertical Protection Level, VPL) gibt die Unsicherheit der ermittelten Position in der Vertikalen an, während der horizontale Positionsunsicherheitsbereich (Horizontal Protection Level, HPL) die Unsicherheit der ermittelten Position in einer horizontalen Ebene angibt.
Es ist besonders bevorzugt, dass die Integritätsmetrik in Abhängigkeit von einer Genauigkeit des zweiten Pseudostreckenfehlers ermittelt wird.
Des Weiteren ist bevorzugt, dass die Position für verschiedene Zeitpunkte, vorzugsweise durch Berechnen der Navigationslösung, ermittelt wird und die Integritätsgröße in Abhängigkeit von den für die verschiedenen Zeitpunkte ermittelten Positionen berechnet wird. Die verschiedenen Zeitpunkte werden oftmals auch als ”Epochen” bezeichnet.
Um die Integritätsmetrik genauer und zuverlässiger ermitteln zu können, ist in einer bevorzugten Ausführungsform des Verfahrens vorgesehen, dass beim Ermitteln der Integritätsmetrik ausschließlich Informationen über solche Satelliten berücksichtigt werden, deren erster Pseudostreckenfehler kleiner oder gleich einem Höchstwert ist.
Satelliten, für die sich also ein relativ großer Pseudostreckenfehler ergibt, werden dadurch von vornherein aussortiert.
Das erfindungsgemäße Verfahren kann auch für Referenz-Positionsbestimmungssysteme beispielsweise in Verbindung mit differentiellen Verfahren zur Ermittlung der Positionsinformationen (beispielsweise ”GBAS” oder ”DGPS”) verwendet werden.
Die Erfindung eignet sich zur Verwendung in Verbindung mit dem Global Positioning System (GPS). Die Erfindung kann auch in Verbindung mit anderen Positionsbestimmungssystemen, wie beispielsweise mit dem ”Global Navigation and Satellite System (GLONASS)”, dem geplanten chinesischen System ”Compass” oder dem geplanten europäischen System ”Galileo” oder ähnlichen Satellitennavigationssystemen angewendet werden.
Das erfindungsgemäße Verfahren kann als ein Korrekturverfahren, insbesondere zur Korrektur der Positionsinformationen, ausgebildet sein oder als Grundlage für ein solches verwendet werden.
Als eine weitere Lösung der Aufgabe wird eine Positionsbestimmungseinrichtung für ein satellitenbasiertes Positionsbestimmungssystem vorgeschlagen, die Rechenmittel zum Überwachen einer Integrität von Positionsinformationen aufweist, wobei die Positionsinformationen eine von einer Positionsbestimmungseinrichtung des Positionsbestimmungssystems ermittelte Position charakterisieren und die Rechenmittel zum Ausführen der folgenden Schritte eingerichtet sind:

– Ermitteln einer Fehlergröße für zumindest einen Satelliten des Positionsbestimmungssystems in Abhängigkeit von mindestens einer für ausgewählte Satelliten ermittelten Flugbahn und mindestens einer für die ausgewählten Satelliten ermittelten Pseudostrecke und
– Auswählen mindestens eines Satelliten zum Ermitteln der Positionsinformationen und/oder der Fehlergröße, wobei mindestens ein Satellit, für den die Fehlergröße größer als ein Schwellwert ist, von der Auswahl ausgeschlossen wird,

Es kann vorgesehen werden, dass das erfindungsgemäße Verfahren ausgeführt wird, wenn mehr als 5 Satelliten sichtbar sind.
Vorzugsweise umfasst die Positionsbestimmungseinrichtung Kommunikationsmittel zum Bereitstellen der zweiten Bahndaten und/oder Speichermittel zum Speichern der zweiten Bahndaten.
Dadurch können die zweiten Bahndaten beispielsweise über private oder öffentliche Kommunikationsnetze wie zum Beispiel das Internet zu der Positionsbestimmungseinrichtung übertragen werden und in den dort vorhandenen Speichermitteln abgelegt werden. Alternativ oder ergänzend hierzu können die Speichermittel auch wechselbar sein und beispielsweise vor einer Inbetriebnahme der Positionsbestimmungseinrichtung mit den zweiten Bahndaten beschrieben und in die Positionsbestimmungseinrichtung eingesetzt werden.
Es ist bevorzugt, dass die Rechenmittel eine programmierbare Recheneinheit aufweisen, der zum Ausführen des erfindungsgemäßen Verfahrens programmiert ist.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, in welcher besonders bevorzugte exemplarische Ausführungsformen der Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert werden. Dabei zeigen:
1 eine schematische Darstellung eines satellitenbasierten Positionsbestimmungssystem;
2 ein Flussdiagramm eines Verfahrens zum Betreiben des Positionsbestimmungssystems aus 1;
3 ein Flussdiagramm eines Schritts des Verfahrens aus 2;
4 ein Flussdiagramm eines weiteren Schritts des Verfahrens aus 2; und
5a–5c eine schematische Darstellung einer tatsächlichen Satellitenbahn und zwei auf unterschiedliche Weise ermittelte Bahnen desselben Satelliten für drei verschiedene exemplarische Szenarien.
Die vorliegende Erfindung wird im Folgenden anhand des Global Positioning Systems (GPS) erläutert. Jedoch kann die Erfindung auch in Verbindung mit anderen Positionsbestimmungssystemen, wie beispielsweise mit dem ”Global Navigation and Satellite System (GLONASS)”, dem geplanten chinesischen System ”Compass” oder dem geplanten europäischen System ”Galileo” angewendet werden.
1 zeigt ein satellitenbasiertes Positionsbestimmungssystem 11, das mehrere Satelliten 13 (der Übersichtlichkeit halber sind nur zwei davon dargestellt) und eine Positionsbestimmungseinrichtung 15 umfasst. Die Positionsbestimmungseinrichtung 15 kann sich beispielsweise am Boden oder an Bord eines Flugzeugs, eines Schiffs oder eines Fahrzeugs befinden und zum Ermitteln einer Position des Flugzeugs oder Schiffs oder des Fahrzeugs eingerichtet sein. Die Positionsbestimmungseinrichtung kann auch Teil einer Referenzstation, vorzugsweise einer Bodenstation, eines augmentierten satellitenbasierten Positionsbestimmungssystems sein. Die Referenzstation stellt Korrektur- und Integritätsinformationen für Nutzer von differentiellen Positionsbestimmungsverfahren bereit.
Die Positionsbestimmungseinrichtung 15 umfasst einen Satellitenempfänger 17, der an eine Satellitenantenne 19 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 angeschlossen ist. Außerdem weist die Positionsbestimmungseinrichtung Kommunikationsmittel 21 auf. In der gezeigten Ausführungsform sind die Kommunikationsmittel 21 als eine Funkschnittstelle ausgebildet und weisen deshalb eine Antenne 23 auf. In einer anderen Ausführungsform sind leitungsgebundene elektrische oder optische Kommunikationsmittel 21 ohne die Antenne 23 vorgesehen. In entsprechender Weise können auch nicht leitungsgebundene optische Kommunikationsmittel verwendet werden; hier tritt anstelle der Empfangsantenne 23 in analoger Weise ein Sensor zum Empfang von Lichtsignalen über den die übertragenen Daten empfangen werden.
Ferner weist die Positionsbestimmungseinrichtung 15 Speichermittel 25 zum Speichern von Bahndaten auf. Die Speichermittel 25 können auch auswechselbar sein, so dass durch einen Austausch der Speichermittel 25 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 neue Bahndaten zur Verfügung gestellt werden können.
Der Satellitenempfänger 17, die Kommunikationsmittel 21 sowie die Speichermittel 25 sind mit Rechenmittel 27 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 verbunden. Die Rechenmittel 27 weisen eine programmierbare Recheneinheit 29 auf.
Beim Betrieb des Positionsbestimmungssystems 11 senden die Satelliten 13 Satellitensignale 31 aus, welche die Positionsbestimmungseinrichtung 15 mittels des Satellitenempfängers 17 empfängt. Die Satellitensignale 31 enthalten erste Bahndaten e, die eine Flugbahn eines jeden Satelliten 13 charakterisieren. Beim GPS-System werden die ersten Bahndaten e auch als Ephemeridendaten bezeichnet. Der Satellitenempfänger 17 demoduliert und dekodiert Satellitensignale 31, um die ersten Bahndaten e zu ermitteln. Zudem führt die Positionsbestimmungseinrichtung 15 unter Verwendung einer lokalen Uhr (nicht gezeigt) Laufzeitmessungen der einzelnen Satellitensignale 31 durch. Aus diesen Laufzeitmessungen und den ersten Bahndaten e berechnet die Positionsbestimmungseinrichtung 15 so genannte Pseudostrecken zwischen den einzelnen Satelliten 13 und der Positionsbestimmungseinrichtung 15. Da die lokale Uhr der Positionsbestimmungseinrichtung nicht oder nicht ausreichend mit einer Systemzeit des Positionsbestimmungssystems 11 synchronisiert ist, entsprechen die Pseudostrecken in der Regel nicht einer tatsächlichen Entfernung zwischen den einzelnen Satelliten 13 und der Positionsbestimmungseinrichtung 15.
Kann die Positionsbestimmungseinrichtung 15 vier Satellitensignale 31 von vier unterschiedlichen Satelliten 13 empfangen, so kann sie ihre eigene Position und die die Abweichung Zeit der lokalen Uhr von Systemzeit des Positionsbestimmungssystems 11 berechnen. Sind die Empfangsbedingungen hinreichend günstig, so dass die Positionsbestimmungseinrichtung 15 mehr als vier Satellitensignale 31 empfangen kann, so löst sie ein überbestimmtes Gleichungssystem, das drei Ortskoordinaten und den Zeitfehler gegenüber der Systemzeit, das heißt die Zeitkorrekturwerte, der Positionsbestimmungseinrichtung als Variablen umfasst. Hierbei kann die Positionsbestimmungseinrichtung 15 eine Navigationslösung PVT berechnen und hierbei ein beispielsweise die Methode der kleinsten Quadrate anwenden.
Gelegentlich kann es vorkommen, dass die ersten Bahndaten e zumindest eines Satelliten 13 nicht korrekt sind, beispielsweise weil der entsprechende Satellit 13 fehlerhaft arbeitet oder einem Betreiber des Positionsbestimmungssystems 11 Fehler bei Wartungsarbeiten an dem Satelliten 13 unterlaufen. Um trotz eines solchen Fehlers eine genaue und zuverlässige Ermittlung der Position der Positionsbestimmungseinrichtung 15 beziehungsweise des Flugzeugs oder Fahrzeugs oder Schiffs, in welchem die Positionsbestimmungseinrichtung 15 installiert ist, zu gewährleisten, erkennt die Positionsbestimmungseinrichtung 15 den oder die fehlerhaften Satelliten 13. Hierzu führt die Positionsbestimmungseinrichtung 15 ein erfindungsgemäßes Verfahren aus und wird hierbei von der entsprechend programmierten Recheneinheit 29 gesteuert.
Gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren erfasst oder ermittelt die Positionsbestimmungseinrichtung 15 neben den ersten Bahndaten e (beispielsweise vom GPS-System bereitgestellte Ephemeridendaten) zusätzlich zweite Bahndaten o, die vorzugsweise präzisen prognostizierten Satellitenbahnen sind, welche vorausberechnete Flugbahnen zumindest eines Teils der Satelliten 13 charakterisieren. Die zweiten Bahndaten o können von einem Server 33 mit einer Datenbank 35 und einer Datenerfassungseinrichtung 37 zum Erfassen der zweiten Bahndaten o bereitgestellt werden. Der Server 33 bildet somit eine Informationsquelle 39 für die zweiten Bahndaten o. Die zweiten Bahndaten o können über ein Weitverkehrsnetz 41 wie beispielsweise das Internet und/oder eine Funkverbindung 43 von der Informationsquelle 39 zu den Kommunikationsmitteln 21 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 übertragen werden. Alternativ oder ergänzend hierzu können auch die Speichermittel 25 zum Transport der zweiten Bahndaten o verwendet werden, sofern es sich bei den Speichermitteln 25 um auswechselbare Speichermittel 25 handelt. Ebenso alternativ können die präzisen prognostizierten Daten der Satellitenbahnen auch aus externen Rohdaten, die zum Beispiel aus einem Netz von externen Referenzstationen stammen, direkt ermittelt werden.
Im Folgenden wird anhand der 2–4 das Verfahren 61 zum Betreiben des Positionsbestimmungssystems 11 näher erläutert. Das Verfahren 61 wird von der Positionsbestimmungseinrichtung 15 für bestimmte Zeitpunkten (so genannte Epochen) regelmäßig, vorzugsweise periodisch, ausgeführt. Ein zeitlicher Abstand zwischen zwei Epochen kann im Bereich von einer oder mehreren Sekunden liegen und wird üblicherweise bei der Konfiguration der Positionsbestimmungseinrichtung 15 festgelegt.
Nach einem Start 63 des Verfahrens 61 wird in einem Schritt 65 zunächst eine Vorauswahl unter denjenigen Satelliten 13 vorgenommen, deren Satellitensignal 31 von dem Satellitenempfänger 17 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 empfangen werden kann. In der gezeigten Ausführungsform werden einfach alle Satelliten 13 ausgewählt, deren Satellitensignal 31 empfangbar ist. Anschließend wird in einem Schritt 67 für jeden Satelliten 13 ein Schwellwert Th^k berechnet (nach geeigneter Initialisierung des Verfahrens 61). Der Index k bezeichnet die einzelnen Satelliten 13 des Positionsbestimmungssystems 11. In einem weiteren Schritt 69, der auf den Schritt 67 folgt, wird eine so genannte Navigationslösung oder PVT-Lösung (Position, Velocity, Time; PVT) aus den von der Positionsbestimmungseinrichtung 15 ermittelten Pseudostrecken berechnet. Die Navigationslösung umfasst einen Vektor X mit Koordinaten der ermittelten Position der Positionsbestimmungseinrichtung 15 sowie einen Residuenvektor ε, der üblicherweise als Residuen bezeichnete Fehlergrößen der Navigationslösung umfasst. Zum Berechnen der Navigationslösung wird ein geeignetes Regressionsanalyseverfahren verwendet, welches aus dem GPS-System, insbesondere aus verschiedenen RAIM-Verfahren, bekannt ist.
Anschließend wird ein Schritt 70 ausgeführt, um zu prüfen, ob Eine Anzahl N der Satelliten 13, die ausgewählt wurden oder die empfangen werden, größer als 4 ist (N > 4). Ist dies der Fall (Y), dann wird insbesondere unter Verwendung des im Schritt 69 berechneten Residuen-Vektors ε ein erster geschätzter Pseudostreckenfehler URE^k (User Range Error) berechnet (Schritt 71). Ansonsten (N) wird das Verfahren 61 abgebrochen. Eine ausreichend zuverlässige Lösung der Navigationsgleichungen, das heißt ein ausreichend zuverlässiges Ermitteln der Navigationslösung ist im Falle des Abbrechens des Verfahrens nicht möglich; dies kann dem Nutzer auf geeignete Weise mitgeteilt werden.
Anschließend wird ein Auswahlablauf 73 ausgeführt, bei welchem ausgehend von der im Schritt 65 vorgenommenen Vorauswahl ein Satellit 13 aus der Auswahl entfernt wird, für den der erste Pseudostreckenfehler größer als der Schwellwert ist, d. h. für den URE^k > Th^k gilt. Im Verfahren 61 ist eine Verzweigung 75 vorgesehen, die dafür sorgt, dass der Auswahlablauf 73 so oft wiederholt wird, bis kein erster Pseudostreckenfehler URE^k der ausgewählten Satelliten 13 größer als der Schwellwert Th^k ist. Auf diese Weise werden sukzessive einzelne Satelliten 13, vorzugsweise mit dem größten Pseudostreckenfehler URE^k > Th^k, aus der Auswahl entfernt.
Anstelle des Entfernens der Satelliten 13 aus der Auswahl kann auch vorgesehen werden, dass ein Satellit 13 der Auswahl markiert wird, für den der erste Pseudostreckenfehler größer als der Schwellwert ist.
Falls der erste Pseudostreckenfehler URE^k für mehrere Satelliten 13 größer als der Schwellwert Th^k ist, kann vorgesehen werden, dass derjenige Satellit 13 mit dem größten Pseudostreckenfehler URE^k > Th^k markiert wird bzw. aus der Auswahl entfernt wird.
Anschließend wird ein Schritt 76 durchgeführt. In diesem wird geprüft, ob ein Satellit im Schritt 73 entfernt wurde. Falls dies zutrifft (Y), wird zum Schritt 69 zurückgesprungen, um die Pseudostreckenfehler für die übrig gebliebenen Satelliten 13 neu zu ermitteln. Ansonsten (N) wird mit einem Schritt 77 fortgefahren.
Müssen die Schritte 73 bis 76 zum Entfernen einzelner Satelliten 13 aus der Auswahl nicht mehr durchgeführt werden, so wird der Schritt 77 ausgeführt, welcher als Integritätsmetriken einen vertikalen Positionsunsicherheitsbereich (Vertical Protection Level, VPL) und einen horizontalen Positionsunsicherheitsbereich (Horizontal Protection Level, APL) berechnet.
Bei der Berechnung der Integritätsmetriken werden nur die Informationen (insbesondere Pseudostrecken und Pseudostreckenfehler) derjenigen Satelliten verwendet, die sich zum Zeitpunkt des Ausführens des Schritts 77 noch in der Auswahl befinden und denen ein zweiter Pseudostreckenfehler SISRE^k zugeordnet ist, der kleiner oder gleich einem Höchstwert MaxSISRE ist.
In einem auf den Schritt 77 folgenden Schritt (nicht gezeigt) werden im Laufe des Verfahrens 61 ermittelte oder erfasste Informationen oder Zwischenergebnisse, wie beispielsweise Integritätsmetriken, die Navigationslösung X, ε und/oder mindestens einer der beiden Pseudostreckenfehler URE^k, SISRE^k, einem Benutzer angezeigt, gespeichert, ausgewertet und/oder über eine Komunikationseinrichtung übertragen. Anschließend wird das Verfahren 61 für die nächste Epoche erneut ausgeführt.
Der in 3 im Detail gezeigte Schritt 67 des Verfahrens 61 umfasst die Berechnung der Schwellwerte Th^k sowie des zum Berechnen der Integritätsmetriken VPL, HPL zu berücksichtigenden zweiten Pseudostreckenfehler SISRE^k. In einem ersten Teilschritt 79 des Schritts 67 werden durch Demodulieren und Decodieren der Satellitensignale 31 die ersten Bahndaten e aus von den Satelliten 13 ausgesendeten Ephemeridendaten ermittelt. Anschließend werden in einem Schritt 81 die zweiten Bahndaten o aus der Informationsquelle 39 über das Weitverkehrsnetz 41, die Funkverbindung 43 sowie die Kommunikationsmittel 21 der Positionsbestimmungseinrichtung 15 zur Verfügung gestellt. Anschließend wird in einem Schritt 83 für jeden Satelliten 13, dessen Satellitensignal 31 von der Positionsbestimmungseinrichtung 15 empfangen werden kann, eine Differenz d^k zwischen den ersten Bahndaten e und den zweiten Bahndaten o berechnet. Die Differenz d^k umfasst Differenzwerte dX, dY und dZ für die einzelnen Koordinaten der Satelliten 13 sowie eine Differenz dT zwischen dem in den Bahndaten e und dem in den zweiten Bahndaten o enthaltenen Zeitkorrekturwerten. Die Differenz d^k charakterisiert also einen Unterschied zwischen den von den ersten Bahndaten e und den von den zweiten Bahndaten o charakterisierten Flugbahnen der einzelnen Satelliten 13.
Auf den Schritt 83 folgt ein Schritt 85, in dem die Differenz d^k, welche sich auf die Koordinaten der Satelliten 13 bezieht, in den zweiten Pseudostreckenfehler SISRE^k, welcher sich auf die ermittelte Position der Positionsbestimmungseinrichtung 15 bezieht, umgerechnet wird (Koordinatentransformation).
Unter Verwendung mehrerer Werte des zweiten Pseudostreckenfehlers SISRE^k wird unter Verwendung eines statistischen Verfahrens eine Genauigkeit SISRA^k (Signal-In-Space Range Accuracy) ermittelt. Zum Ermitteln der Genauigkeit SISRA^k des zweiten Pseudostreckenfehlers können verschiedene Werte der ersten Pseudostreckendifferenz SISRE^k zu verschiedenen Zeitpunkten unter Annahme einer Normalverteilung dieser Werte innerhalb eines bestimmten Zeitfensters berücksichtigt werden. Abweichend hiervon können jedoch auch andere statistische Verfahren verwendet werden, denen auch eine andere Verteilung als die Normalverteilung wie beispielsweise eine χ²-Verteilung zugrunde gelegt werden kann. Das Zeitfenster kann im Bereich von etwa 1 min bis etwa 5 min liegen. Bei Bedarf kann das Zeitfenster jedoch auch anders dimensioniert werden.
In einen darauf folgenden Schritt 89 wird für jeden Satelliten 13 der Schwellwert Th^k ermittelt. Hierbei kann die Gleichung Th^k = K_p·(SISRA^k + ε_R) verwendet werden. Die Konstante K_p wird in Abhängigkeit von Anforderungen bezüglich einer Gefahr, dass die Positionsunsicherheitsbereiche zu gering berechnet werden, festgelegt. Der Wert ε_R quantifiziert Restfehler wie beispielsweise Störungen in der Ionosphäre oder Troposphäre, Störungen durch Mehrwegeausbreitung der Satellitensignale 31 sowie Fehler im Satellitenempfänger 17.
Wie oben bereits beschrieben werden die Integritätsmetriken VPL, HPL unter Berücksichtigung nur der von denjenigen Satelliten 13 herrührenden Informationen ermittelt, für die der zweite Pseudostreckenfehler SISRE^k kleiner als der Höchstwert MaxSISRE ist. Damit im Schritt 77 die insbesondere zum Ermitteln der Integritätsmetriken VPL, HPL zu berücksichtigende Informationen ausgewählt werden können, werden in einem Schritt 91 entsprechende Binärwerte m^k _avail bereitgestellt. Die Binärwerte m^k _avail können entweder gesetzt (T) oder zurückgesetzt (F) sein. Der Binärwert m^k _avail ist nur dann gesetzt (T), wenn für den entsprechenden Satelliten 13 SISRE^k ≤ MaxSISRE gilt. MaxSISRE ist eine allgemeine Obergrenze für die Werte SISRE^k.
Im Folgenden wird anhand der 4 der Schritt 73 im Detail erläutert. Zunächst wird in einem Schritt 93 ein beliebiger Satellit 13 als erster Satellit 13 festgelegt. Für den momentan festgelegten Satellit 13 wird zunächst überprüft, ob dessen erster Pseudostreckenfehler URE^k kleiner als der diesem Satelliten 13 zugeordnete Schwellwert Th^k ist (Verzweigung 95). Ist dies der Fall (Y), dann wird ein dem festgelegten Satelliten zugeordneter Binärwert m^k _OK gesetzt (Schritt 97). Andernfalls (N) wird er in einem Schritt 99 zurückgesetzt. Beim Festlegen der Binärwerte m^kOK können weitere Fallunterscheidungen miteinbezogen werden. Beispielweise kann zwischen dem Fall, dass für einen Satelliten 13 der Binärwert m_avail gesetzt ist, und dem Fall, dass der Binärwert m_avail nicht gesetzt ist, unterschieden werden.
Nach dem Setzen beziehungsweise Rücksetzen der Binärwerte m^k _OK wird in einem Schritt 101 ein Satellit 13 zum Abarbeiten der Schritte 95 und 97 beziehungsweise 99 festgelegt, der – sofern möglich – seit der Ausführung des Schritts 93 noch nicht festgelegt worden ist. Eine Verzweigung 103 sorgt dafür, dass zur Verzweigung 95 zurückgesprungen wird (Y), falls im Schritt 101 ein Satellit 13 festgelegt werden konnte, welcher seit der Ausführung des Schritts 93 noch nicht festgelegt wurde. Wurden bereits für alle Satelliten 13 die Verzweigung 95 und die Schritte 97 beziehungsweise 99 ausgeführt, dann wird mit einer weiteren Verzweigung 104 fortgefahren (N). Diese Verzweigung 104 überprüft, ob der Binärwert m^k _OK für alle Satelliten gesetzt (T) ist. Ist dies nicht der Fall (N), dann wird ein Schritt 105 ausgeführt. Der Schritt 105 ändert die Auswahl der Satelliten 13, indem er sämtliche Satelliten 13 mit Ausnahme desjenigen Satelliten 13 auswählt, für den der erste Pseudostreckenfehler URE^k maximal ist. Das heißt, der Satellit 13 mit dem größten ersten Pseudostreckenfehler URE^k wird aus der Auswahl entfernt.
Insgesamt wird beim Verfahren 61 ausgehend von der Vorauswahl des Schritts 65 nach und nach jeweils ein Satellit 13 mittels des Schritts 105 aus der Auswahl entfernt, bis für keinen der noch in der Auswahl befindlichen Satelliten 13 der erste Pseudostreckenfehler URE^k größer als der Schwellwert Th^k ist. Auf diese Weise werden Satelliten 13, die zur Positionsbestimmung und/oder zur Berechnung der Integritätsmetriken VPL, HPL ungeeignet sind, ausgeschlossen.
Da zum Berechnen der Navigationslösung PVT (Schritt 69) beim GPS mindestens vier Pseudostrecken, die aus Satellitensignalen 31 von vier unterschiedlichen Satelliten 13 ermittelt wurden, erforderlich sind, kann vorgesehen werden, dass das Verfahren 61 nur durchgeführt wird, wenn die Positionsbestimmungseinrichtung 15 die Satellitensignale 31 von mehr als vier Satelliten 13 empfangen kann. Dementsprechend kann das Verfahren 61 abgebrochen werden, sobald die momentane Auswahl nur noch vier Satelliten 13 umfasst.
Die prinzipielle Wirkungsweise des Verfahrens 61 wird im Folgenden anhand der in der 5 dargestellten drei exemplarischen Szenarien illustriert. Alle drei Darstellungen a), b), c) der 5 zeigen eine tatsächliche Flugbahn 107 eines Satelliten 13, eine erste berechnete Flugbahn 109 desselben Satelliten 13, welche aus den ersten Bahndaten e (Ephemeridendaten) berechnet wurde, sowie eine zweite berechnete Flugbahn 111 desselben Satelliten 13, welche anhand der zweiten Bahndaten o (vorausberechnete Bahndaten aus der Informationsquelle 39) berechnet wurde.
Im Szenario der 5a verlaufen die beiden berechneten Flugbahn 109, 111 im Wesentlichen parallel, während die tatsächliche Flugbahn 107 mit der Zeit von den beiden berechneten Flugbahnen 109, 111 abgewichen ist. Da die beiden berechneten Flugbahnen 109, 111 sich nur gering unterscheiden, ergibt sich gemäß dem Verfahren 61 im Schritt 83 für diesen Satelliten eine geringe Differenz d^k. Folglich ergibt sich auch ein kleiner Wert für den zweiten Pseudostreckenfehler SISRE^k für diesen Satelliten 13 und somit im Schritt 89 ein relativ kleiner Schwellwert Th^k. Aufgrund der Abweichung der tatsächlichen Flugbahn 107 von den berechneten Flugbahnen 109, 111 ergibt sich im Schritt 71 ein vergleichsweise großer Wert für den ersten Pseudostreckenfehler URE^k, so dass URE^k größer als Th^k gilt und der Satellit 13 im Schritt 105 irgendwann während des Ablaufs des Verfahrens 61 aus der Auswahl der Satelliten 13 entfernt wird.
Bei dem in 5b gezeigten Szenario verlaufen die tatsächliche Flugbahn 107 und die zweite berechnete Flugbahn 111 im Wesentlichen nebeneinander, während die erste berechnete Flugbahn 109 von den anderen Flugbahnen 107, 111 abweicht. Aufgrund des großen Unterschieds zwischen den beiden berechneten Flugbahnen 109, 111 ergibt sich ein relativ großer zweiter Pseudostreckenfehler SISRE^k, der größer ist als der Höchstwert MaxSISRE. Folglich wird der Binärwert m^k _avail im Schritt 91 zurückgesetzt und der entsprechende Satellit deshalb bei der Berechnung der Integritätsgrößen VPL, HPL nicht berücksichtigt.
In dem in der 5c gezeigten Szenario verlaufen die tatsächliche Flugbahn 107 und die erste berechnete Flugbahn 109 im Wesentlichen nebeneinander, während die zweite berechnete Flugbahn 111 von den anderen Flugbahnen 107, 109 deutlich abweicht. Auch für diesen Fall ergibt sich aufgrund des relativ großen Unterschieds zwischen den beiden berechneten Flugbahnen 109, 111 ein zweiter Pseudostreckenfehler SISRE^k, der größer ist als der Höchstwert MaxSISRE. Folglich wird auch in diesem Szenario der entsprechende Satellit 13 bei der Berechnung der Integritätsgrößen VPL, HPL nicht berücksichtigt.
Zusammenfassend kann also festgestellt werden, dass das Verfahren 61 für verschiedene Fehlerszenarien, insbesondere die in der 5 gezeigten drei Szenarien, einen oder mehrere fehlerhafte Satelliten 13 zuverlässig aus der Auswahl entfernt. Das Verfahren 61 wurde unter Verwendung von Daten, die während einer Fehlfunktion eines GPS-Satelliten 13 von Bodenstationen erfasst wurden, erfolgreich überprüft. Das Verfahren 61 hat den fehlerhaften Satelliten 13 korrekt erkannt. Diese Daten beziehen sich auf eine am Dienstag, den 10. April 2007 aufgetretene Fehlfunktion des GPS-Satelliten mit der Bezeichnung ”PRN 18”.
Die Integritätsmetriken VPL, HPL werden bei der gezeigten Ausführungsform gemäß den folgenden Gleichungen ermittelt:
Dabei können die obigen Terme m_east, m_north and m_up zum Beispiel mit Hilfe der folgenden Methode bestimmt werden:
dabei ist G die so genannte Entwurfsmatrix für die Messungsgleichungen, W ist die zugehörige Gewichtungsmatrix wie sie aus der Standardliteratur bekannt sind.
Hierbei steht die Variable m_up,i für eine vertikale Komponente der Genauigkeit der Position X, m_east,i steht für eine in einer Ost-West-Richtung verlaufende Komponente der Genauigkeit der Position X und m_north steht für eine in einer Nord-Süd-Richtung verlaufende Komponente der Genauigkeit der Position X. Die Werte K_ir,up und K_ir,hor charakterisieren eine Vertrauenswahrscheinlichkeit (integrity risk) bezüglich der Korrektheit der Integritätsmetriken VPL, HPL. Die Variablen Ϭ_i geben einen Restfehler ohne Fehler der Flugbahnen der Satelliten 13 und ohne Fehler des Zeitkorrekturwerts für die einzelnen Satelliten 13 an.

Claims

Verfahren (61) zum Betreiben eines satellitenbasierten Positionsbestimmungssystems (11), bei dem eine Integrität von Positionsinformationen (X) überwacht wird, wobei die Positionsinformationen (X) eine von einer Positionsbestimmungseinrichtung (15) des Positionsbestimmungssystems (11) ermittelte Position charakterisieren und das Verfahren (61) die folgenden Schritte umfasst: – Ermitteln (71) einer Fehlergröße (URE^k) für zumindest einen Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) in Abhängigkeit von mindestens einer für ausgewählte Satelliten (13) ermittelten Flugbahn (109, 111) und mindestens einer für die ausgewählten Satelliten (13) ermittelten Pseudostrecke und – Auswahlen (65; 73, 75) von Satelliten (13) zum Ermitteln der Positionsinformationen (X) und der Fehlergröße (URE^k), wobei Satelliten (13), für die die Fehlergröße (URE^k) größer als ein Schwellwert (Th^k) ist, von der Auswahl ausgeschlossen werden, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwellwert (Th^k) in Abhängigkeit von einem Unterschied (d^k) zwischen ersten Bahndaten (e) und zweiten Bahndaten (o), ermittelt wird, wobei die ersten Bahndaten (e) und die zweiten Bahndaten (o) auf unterschiedliche Weise ermittelt und/oder erfasst werden und die Flugbahn (107) zumindest eines Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) charakterisieren, und dass sämtliche Schritte des Verfahrens in der Positionsbestimmungseinrichtung (15) ausgeführt werden.
Verfahren (61) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Fehlergröße (URE^k) für alle von der Positionsbestimmungseinrichtung (15) als nutzbar identifizierten Satelliten (13) ermittelt (71) wird und dass die Fehlergröße (URE^k) in Abhängigkeit von Pseudostrecken berechnet wird, die für alle als nutzbar identifizierten Satelliten (13) ermittelt wird.
Verfahren (61) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Bahndaten (e) aus von Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) ausgesendeten Ephemeridendaten ermittelt werden und/oder die zweiten Bahndaten (o), von einer vom Positionsbestimmungssystem (11) getrennten Informationsquelle (39), vorzugsweise als präzise prognostizierte Satellitenbahnen, bereitgestellt werden.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Schwellwert (Th^k) für jeden Satelliten (13) getrennt berechnet wird.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zum Berechnen des Schwellwerts (Th^k) aus den ersten Bahndaten (e), den zweiten Bahndaten (o) und einer Position der Positionsbestimmungseinrichtung (15) des Positionsbestimmungssystems (11) ein zweiter Pseudostreckenfehler (SISRE^k) ermittelt wird.
Verfahren (61) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass eine Genauigkeit (SISRA^k) des zweiten Pseudostreckenfehlers (SISRE^k) ermittelt (87) wird und der Schwellwert (Th^k) in Abhängigkeit von der ermittelten Genauigkeit (SISRA^k) gebildet (89) wird.
Verfahren (61) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Genauigkeit (SISRA^k) des zweiten Pseudostreckenfehlers (SISRA^k) mittels einer statistischen Auswertung mehrerer Werte des zweiten Pseudostreckenfehlers (SISRE^k), vorzugsweise unter Annahme einer Normalverteilung der Werte des zweiten Pseudostreckenfehlers (SISRE^k), innerhalb eines bestimmten Zeitfensters ermittelt (87) wird.
Verfahren (61) nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass beim Auswählen mindestens eines Satelliten (13) zum Ermitteln der Fehlergröße (URE^k) ein Auswahlablauf (73) durchgeführt wird, bei welchem in dem Fall, dass mindestens einer der ermittelten ersten Pseudostreckenfehler (URE^k) größer als der Schwellwert (Th^k) ist, alle momentan ausgewählten Satelliten (13) mit Ausnahme des Satelliten (13) mit dem größten ersten Pseudostreckenfehler (URE^k) ausgewählt werden und für die nunmehr verbleibenden ausgewählten Satelliten (13) die zugehörigen ersten Pseudostreckenfehler (URE^k) neu ermittelt werden.
Verfahren (61) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Auswahlablauf (73) solange wiederholt wird, bis keine erster Pseudostreckenfehler (URE^k) der ausgewählten Satelliten (13) größer als der Schwellwert (Th^k) ist.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Integritätsmetrik ermittelt wird, die einen räumlichen Positionsunsicherheitsbereich der von der Positionsbestimmungseinrichtung ermittelten Position, insbesondere einen vertikalen Positionsunsicherheitsbereich (VPL) und/oder einen horizontalen Positionsunsicherheitsbereich (HPL), charakterisiert.
Verfahren (61) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Integritätsmetrik (VPL, HPL) in Abhängigkeit von der Genauigkeit (SISRA^k) des zweiten Pseudostreckenfehlers (SISRE^k) ermittelt wird.
Verfahren (61) nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Position für verschiedene Zeitpunkte, vorzugsweise durch Berechnen (69) einer Navigationslösung (PVT), ermittelt wird und die Integritätsgröße (VPL, HPL) in Abhängigkeit von den für die verschiedenen Zeitpunkte ermittelten Positionen berechnet wird.
Verfahren (61) nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass beim Ermitteln der Integritätsgröße (VPL, HPL) ausschließlich Informationen über solche Satelliten (13) berücksichtigt werden, deren zweiter Pseudostreckenfehler (SISRE^k) kleiner oder gleich einem Höchstwert (MaxSISRE) ist.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Positionsbestimmungssystem (11) ein Referenzpositionsbestimmungssystem zum differentiellen Ermitteln der Positionsinformationen (X) ist.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Positionsbestimmungssystem um das Global Positioning System, das Global Navigation and Satellite System, das System Compass oder das geplanten System Galileo handelt.
Verfahren (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren (61) als ein Korrekturverfahren, insbesondere zur Korrektur der Positionsinformationen (X), ausgebildet ist oder als Grundlage für ein solches verwendet wird.
Positionsbestimmungseinrichtung (15) für ein satellitenbasiertes Positionsbestimmungssystem (11), die Rechenmittel (27) zum Überwachen einer Integrität von Positionsinformationen (X), aufweist, wobei die Positionsinformationen (X) eine von einer Positionsbestimmungseinrichtung (15) des Positionsbestimmungssystems (11) ermittelte Position charakterisieren und die Rechenmittel (27) zum Ausführen der folgenden Schritte eingerichtet sind: – Ermitteln (71) einer Fehlergröße (URE^k) für zumindest einen Satelliten (13) des Positionsbestimmungssystems (11) in Abhängigkeit von mindestens einer für ausgewählte Satelliten (13) ermittelten Flugbahn (109, 111) und mindestens einer für die ausgewählten Satelliten (13) ermittelten Pseudostrecke und – Auswählen (65; 73, 75) mindestens eines Satelliten (13) zum Ermitteln der Positionsinformationen und/oder der Fehlergröße (URE^k), wobei mindestens ein Satellit (13), für den die Fehlergröße (URE^k) größer als ein Schwellwert (Th^k) ist, von der Auswahl ausgeschlossen wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Positionsbestimmungseinrichtung (15) zum Ausführen eines Verfahrens (61) nach einem der vorhergehenden Ansprüche eingerichtet ist.
Positionsbestimmungseinrichtung (15) nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Positionsbestimmungseinrichtung (15) Kommunikationsmittel (21) zum Bereitstellen der zweiten Bahndaten (o) und/oder Speichermittel (25) zum Speichern der zweiten Bahndaten (o) umfasst.
Positionsbestimmungseinrichtung (15) nach Anspruch 17 oder 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Rechenmittel (27) eine programmierbare Recheneinheit (29) aufweisen, die zum Ausführen eines Verfahrens (61) nach einem der Ansprüche 1 bis 16 programmiert ist.