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Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Ermittlung der Position mindestens eines ersten Luftfahrzeuges relativ zu einem Referenz-Luftfahrzeug. Bei beiden Luftfahrzeugen handelt es sich insbesondere um Flugzeuge.
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Anwendungsbeispiele für die Erfindung sind Abfangmissionen und Formationsflüge unter Instrumentenflug-Wetterbedingungen und die Einhaltung von Sicherheitszonen bei eben diesen Wetterbedingungen.
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Die Bedrohung der Sicherheitslage durch Anschläge mit gegebenenfalls entführten Flugzeugen wird immer noch als wahrscheinlich angesehen. Mit großern Aufwand wird versucht, eine solche Gefahrensituation im Voraus zu verhindern. Sollte ein Luftfahrzeug dennoch beispielsweise entführt werden, in eine Flugverbotszone um eine sicherheitskritische Einrichtung eindringen oder anderweitig den Anschein erwecken, in eine gefährdende Situation eingebunden zu sein, ermächtigt das Luftsicherheitsgesetz die Bundeswehr, Abfangmissionen durchzuführen. In der Regel werden die Luftfahrzeuge mit Abfangjägern, die zur Ortung feindlicher Luftfahrzeuge ein (kurzreichweitiges) Primärradar mitführen, abgefangen. Eine derartige Abfangmission könnte auch von Militärflugzeugen eines anderen Typs unter wesentlicher Kostenersparnis durchgeführt werden. Jedoch reicht deren Ausrüstung in der Regel nicht aus, um in enger Formation mit dem abzufangenden Luftfahrzeug fliegen zu können.
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Auch zur sicheren relativen Positionierung von Flugzeugen im Formationsflug wird bei der Einhaltung von Abständen hauptsächlich auf die Pilotensicht vertraut. Solche Formationsflüge können bei Instrumentenflug-Wetterbedingungen mit keiner oder beschränkter Sicht nicht durchgeführt werden. Wird ein Radarsystem zur Abstandshaltung benutzt, kann die starke Abstrahlung der Radiowellen eine Fremdortung der Luftfahrzeuge ermöglichen und dadurch deren Sicherheit gefährden.
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Mit Ausnahme von Präzisionsradarsystemen existiert gegenwärtig keine Möglichkeit, Abfangmissionen und Formationsflüge unter Instrumentenflug-Wetterbedingungen (ohne Sicht nach außen, beispielsweise in Wolken und im Nebel) durchzuführen.
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Aus
US 2007/0198140 A1 und
US 2011/0054790 A1 ist jeweils ein Satelliten gestütztes System für die Car-to-Car-Kommunikation bekannt, bei dem ein erstes Landfahrzeug von einem Navigationssatellitensystem Satellitennavigationssignale empfängt, die für eine Positionsermittlung dieses ersten Landfahrzeuges geeignet sind. Ferner empfängt ein Referenz-Landfahrzeug von dem Navigationssatellitensystem ebenfalls Navigationssignale, die für eine Positionsermittlung des Referenz-Landfahrzeuges geeignet sind. Das erste Landfahrzeug sendet die empfangenen Satellitennavigationssignale an das Referenz-Landfahrzeug, wobei dieses Referenz-Landfahrzeug anhand der von dem ersten Landfahrzeug empfangenen Satellitennavigationssignale und anhand seiner von dem Navigationssatellitensystem empfangenen Satellitennavigationssignale die Position des ersten Fahrzeugs relativ zum Referenz-Landfahrzeug ermittelt.
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Je nach Anwendungsfall ist es auch der Luftfahrttechnik bekannt, die Integrität und Protection Levels (HPL, VPL) zu bestimmen, die ein Maß dafür angeben, dass sich ein Flugzeug innerhalb eines vorgegebenen Bereichs um die tatsächliche Position befindet, und zwar mit einer vorgebbaren Wahrscheinlichkeit. Ein hierzu ähnlicher Anwendungsfall ist in
US 2009/03267 36 A1 im Zusammenhang mit einer relativen Navigation für eine Betankung eines unbemannten Luftfahrzeugs in der Luft beschrieben. Dabei werden die relativen Navigationslösungen mit einem Schwellwert, dem Protection Level, vergleichen. Ist die Sicherheit für die aktuellen Problemlösungen gegeben, dann wird das unbemannte Luftfahrzeug entsprechend an das Tankflugzeug navigiert. Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zur Ermittlung der Position mindestens eines ersten Luftfahrzeuges, insbesondere Flugzeuges, relativ zu einem Referenz-Luftfahrzeug, insbesondere einem Referenz-Flugzeug, anzugeben, das unter Instrumentenflug-Wetterbedingungen eingesetzt werden kann und sicher ist, ohne dass die beteiligten Luftfahrzeuge über eine spezielle Ausrüstung verfügen müssen.
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Zur Lösung dieser Aufgabe wird mit der Erfindung ein Verfahren zur Ermittlung der Position mindestens eines ersten Luftfahrzeuges, insbesondere Flugzeuges, relativ zu einem Referenz-Luftfahrzeug, insbesondere einem Referenz-Flugzeug, vorgeschlagen, wobei das Verfahren die Schritte gemäß Anspruch 1 umfasst. Einzelne Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
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Das erfindungsgemäße Verfahren nutzt zur Relativ-Positionsbestimmung des Referenz-Luftfahrzeuges und des mindestens einen ersten Luftfahrzeuges Satellitennavigationsdaten, wie sie von einem Navigationssatellitensystem geliefert werden. Bei diesen Daten handelt es sich insbesondere um die Code- und Trägerphasen-Messdaten. Sowohl das Referenz-Luftfahrzeug als auch das mindestens eine erste Luftfahrzeug empfängt diese Daten bzw. ermittelt diese Daten aus den empfangenen Satellitennavigationssignalen, um beispielsweise seine jeweils aktuelle Position zu bestimmen. Zur Relativ-Positionsbestimmung sendet nun das mindestens eine erste Luftfahrzeug die empfangenen Satellitennavigationssignale (Rohdaten) an das Referenz-Luftfahrzeug, das nunmehr nicht nur ”seine” Satellitennavigationssignale sondern auch die vom mindestens einen ersten Luftfahrzeug empfangenen Satellitennavigationssignale erhält. Aus diesen Rohdaten kann nun beispielsweise im Referenz-Luftfahrzeug die Position des mindestens einen ersten Luftfahrzeuges relativ zum Referenz-Luftfahrzeug oder umgekehrt ermittelt werden. Ferner wird erfindungsgemäß ein Mindestabstand vorgegeben, den das Referenz-Luftfahrzeug gegenüber dem ersten Luftfahrzeug mit einer ebenfalls vorgebbaren Mindestwahrscheinlichkeit einhalten sollte. Erfindungsgemäß vergrößert das Referenz-Luftfahrzeug seinen Abstand zum ersten Luftfahrzeug dann, wenn nicht (mehr) garantiert werden kann, dass sich das Referenz-Luftfahrzeug mit einer ausreichend großen Wahrscheinlichkeit in der vorgebbaren Mindestentfernung zum ersten Luftfahrzeug befindet.
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Mit anderen Worten wird also erfindungsgemäß die Zuverlässigkeit der Position des ersten Luftfahrzeuges relativ zum Referenz-Luftfahrzeug (und umgekehrt) mit einer vorgebbaren Wahrscheinlichkeit garantiert. Hierbei kann man sich den Mindestabstand als einen Sicherheitsbereich um das erste Luftfahrzeug herum, also als ein dreidimensionaler Raum vorstellen, außerhalb dessen eine Aufenthaltswahrscheinlichkeit des Referenz-Luftfahrzeuges mit einer hohen Wahrscheinlichkeit garantiert wird (bis zu 1:1 Milliarde). Auf eine bestimmte relative Position, d. h. bezüglich eines vorgebbaren, in jedem Fall einzuhaltenden Mindeststands, wird ein Sicherheitsbereich bestimmt. Mit Hilfe einer Fehlerverteilung kann die statistische Wahrscheinlichkeit des Auftretens eines Fehlers von einer bestimmten, vorgebbaren Größe beschrieben werden. Dieser Sicherheitsbereich wird durch Bestimmen der gegenwärtigen Satellitenposition und den auf den Messungen anliegenden Fehlerverteilungen ermittelt.
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Das erfindungsgemäße Verfahren eignet sich insbesondere zur Überwachung einer Sicherheitszone um ein Luftfahrzeug herum bzw. um das mindestens eine erste Luftfahrzeug (und gegebenenfalls das Referenz-Luftfahrzeug) herum. Beispiele hierfür sind ein Formationsflug oder aber Flugsituationen in der zivilen Luftfahrt zur Vermeidung von Kollisionen. Außerdem ist das erfindungsgemäße Verfahren bei zu militärischen oder zivilen Zwecken erfolgenden Abfangmissionen einsetzbar. Insbesondere ist das erfindungsgemäße Verfahren bei Instrumentenflug-Wetterbedingungen einsetzbar.
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Mit der Erfindung wird also ein Verfahren zur sicheren relativen Positionierung von Luftfahrzeugen bei z. B. Abfangmissionen oder Formationsflügen in Instrumentenflugwetterbedingungen vorgeschlagen.
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Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels und unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert. Im Einzelnen zeigen dabei:
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1 schematisch ein Szenario, bei dem die Erfindung zum Einsatz kommen kann,
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2 die Codephasen-Lösung von Tag 350 im Jahr 2009 zwischen den Teststationen BR01 und BR02,
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3 die Codephasen-Fehler von Tag 350 im Jahr 2009 zwischen den Teststationen BR01 und BR02 und
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4 das Vertrauensintervall von 10–7 für den relativen Positionsvektor mit K = 5.32, σε = 0.5 m, σiono,res = 0.001 m und σtropo,res = 0.001 m.
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Eine Situation, in der das erfindungsgemäße Verfahren Verwendung finden könnte, ist in 1 wiedergegeben. Ein ziviles (erstes) Luftfahrzeug 10 empfängt von Satelliten 12, 14, 16 und 18 eines Satellitennavigationssystems Satellitennavigationssignale und ermittelt daraus den Code und die Trägerphasen dieser Signale. Durch weitere Verarbeitung dieser Daten kann die Position (und bei Vorhandensein von mehreren Antennen) auch die Ausrichtung des ersten Luftfahrzeuges 10 im Raum ermittelt werden. Der Empfang der Satellitennavigationssignale erfolgt mit Hilfe eines vom ersten Luftfahrzeug 10 mitgeführten Empfängers mit Empfangsantenne 20.
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Bei einer Abfangmission soll ein Referenz-(Abfang-)Luftfahrzeug 22 in enger Formation mit dem abzufangenden ersten Luftfahrzeug 10 fliegen. Auch das Referenz-Luftfahrzeug 22 empfängt von den Navigationssatelliten 12, 14, 16, 18 Satellitennavigationssignale bezüglich Code- und Trägerphasenmessung. Das abzufangende erste Luftfahrzeug 10 übermittelt nun ”seine” Satellitennavigations-Rohdaten an das Referenz-Luftfahrzeug 22, das neben einem Satellitennavigationsempfänger mit Empfangsantenne 24 auch einen eine Antenne 26 aufweisenden Empfänger für die vom ersten Luftfahrzeug 10 ausgesendeten Satellitennavigations-Rohdaten aufweist. Das erste Luftfahrzeug 10 sendet diese Rohdaten über eine Senderantenne 28 an das Referenz-Luftfahrzeug 22. In dem Referenz-Luftfahrzeug 22 werden nun sämtliche empfangenen Rohdaten verarbeitet, um die Relativposition beider Luftfahrzeuge zu bestimmen. Dabei ist von wesentlichem Vorteil, dass sich Fehler, die bei der Code- und Trägerphasenmessung auf Basis der empfangenen Satellitennavigationssignale einstellen könnten, gegenseitig kompensieren. Derartige Fehler entstehen insbesondere infolge unterschiedlicher Kanalbedingungen. Da aber die beiden Luftfahrzeuge 10, 22 relativ nah zusammenfliegen, kann davon ausgegangen werden, dass die Kanalbedingungen für beide Luftfahrzeuge im Wesentlichen gleich sind und dass auch beide Luftfahrzeuge Satellitennavigationssignale von denselben Navigationssatelliten empfangen.
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Für die Kommunikation zwischen dem ersten Luftfahrzeug 10 und dem Referenz-Luftfahrzeug 22 kann beispielsweise das vom DIR entwickelte L-DACS1 Verfahren (Schnell, Michael; Franzen, Nico und Gligorevic, Snjezana (2010) L-DACS1 Laboratory Demonstrator Development and Compatibility Measurement Set-up. In: Conference Proceedings. Digital Avionics Systems Conference, 3.–7. Okt. 2010, Salt Lake City, USA) zur sicheren Air-to-Air-Kommunikation oder Erweiterungen der ADS-B-Nachricht oder mit Hilfe einer separaten VHF-Übertragung eingesetzt werden, wobei bei diesen Verfahren die von einem Satellitennavigatiansempfänger eines Luftfahrzeuges ermittelten Code- und Trägerphasenmessungen als Rohdaten des Satellitennavigationssystems von dem betreffenden Luftfahrzeug abgestrahlt und somit vom Referenz-Luftfahrzeug 22 empfangen werden können. Wie bereits oben erwähnt, wird dann beispielsweise an Board des in diesem Ausführungsbeispiel abfangenden Referenz-Luftfahrzeuges 22 durch Prozessierung der vom abzufangenden ersten Luftfahrzeug 10 empfangenen Daten zusammen mit den Daten zur Code- und Trägerphasenmessung des abfangenden Referenz-Luftfahrzeuges 22 eine genaue Position relativ zur eigenen Position ermittelt. Die Notwendigkeit eines relativ kostenintensiven Primärradars kann damit entfallen, um auch bei Instrumentenflug-Wetterbedingungen (Wolken, Nebel) in enger Formation fliegen zu können. Dabei kann die dabei geltende Sicherheitszone (in dem in 1 dargestellten Fall mit 30 gekennzeichnet) insoweit eingehalten werden, als die Annäherung eines Flugzeuges an die Sicherheitszone eines benachbarten Flugzeuges signalisiert werden kann. Die Erfindung wird im Folgenden nochmals im Detail beschrieben und erläutert.
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Codemessungen
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Die erfindungsgemäße differenzierte Codemessung ρ1,2(j) (Abstandsmessung) des ersten Luftfahrzeuges und des Referenz-Luftfahrzeuges zum Satelliten j setzt sich zusammen aus ρ1,2(j) = ρ(1, j) – ρ(2, j) = r1,2(j) + fδt1,2(j) + ε1,2(j) (1) wobei r der wahre Abstand zum Satelliten und δt relative Uhrenfehler zwischen Emfängeruhren darstellt. Über kurze Entfernungen sind differenzielle Ionosphärenfehler und Troposphärenfehler zu vernachlässigen. ε beschreibt das Messrauschen.
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Nochmaliges Differenzieren der Messungen zwischen Satelliten eliminiert den relativen Empfängeruhrenfehler: Δρ j,k / 1,2 = ρ1,2(j) – ρ1,2(k) = r j,k / 1,2 + ε j,k / 1,2 (2)
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Der Entfernungsterm mit r kann auch wie folgt geschrieben werden:
r j,k / 1,2 = r j / 1 – r j / 2 – (r k / 1 – r k / 2) = (1 →j – 1 →k)·x →1,2 (3) wobei
1 →j der Einheitsvektor des ersten Luftfahrzeuges zum Satelliten j darstellt.
x →1,2 ist der relative Positionsvektor zwischen den beiden Luftfahrzeugen. Sind M Satelliten sichtbar, ergibt sich folgendes Gleichungssystem mit Satellit 1 als Referenz:
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Dieses Gleichungssystem kann mit der Methode der kleinsten quadratischen Fehler als BLUE (Best Linear Unbiased Estimator) gelöst werden. Für Messungen zweier Teststationen BR01 und BR02 ergibt sich die in den
2 und
3 gezeigte Lösung, wobei die Positionsdaten dieser Teststationen in der nachfolgenden Tabelle zusammengestellt sind.
| Name | ECEF X [m] | ECEF Y [m] | ECEF Z [m] |
| BR01 | 3840835.113 | | |
| | 714861.969 | 5024848.587 |
| BR02 | 3840619.039 | | |
| | 715604.228 | 5024909.863 |
| Differenz | 216.0740 | –742.2590 | –61.2760 |
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Integritätskonzept
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Die ungewichtete Least-Squares Lösung lautet
die mit der Matrix W gewichtete Least-Squares Lösung lautet
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Unter der Annahme, dass alle Pseudorangefehler Gaussisch verteilt sind, ergibt sich folgender Fehler-Overbound
wobei durch die Differenzbildung der Pseudorangefehler ε vierfach eingeht. σ
iono,res und σ
tropo,res beschreiben den Fehler, der durch Vernachlässigung der Troposphären- und Ionosphären-Dekorrelation zwischen den beiden Luftfahrzeugen entsteht. Für ein Risiko von 10
–7 ist K = 5.32. Mit σ
ε = 0.5 m, σ
iono,res = 0.001 m, σ
tropo,res = 0.001 m ergeben sich für die Daten des 350. Tages des Jahres 2009 Unsicherheiten wie in
4.
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Phasenmessungen
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Die differenzierte Phasenmessung ϕ1,2(j) zum Satelliten j in Zyklen setzt sich zusammen aus ϕ1,2(j) = ϕ(1, j) – ϕ(2, j) = 1 / λr1,2(j) + fδt1,2(j) + N1,2(j) + ε1,2 (8) wobei λ und f die L1 Wellenläge und Frequenz, r der wahre Abstand zum Satelliten, N die Phasenmehrdeutigkeit und δt realtive Uhrenfehler zwischen Emfängeruhren darstellt. Über kurze Entfernungen sind differenzielle Ionosphärenfehler und Troposphärenfehler zu vernachlässigen. ε beschreibt das Messrauschen.
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Nochmaliges Differenzieren der Messungen zwischen Satelliten eliminiert den relativen Empfängeruhrenfehler: Δϕ j,k / 1,2 = ϕ1,2(j) – ϕ1,2(k) = 1 / λr j,k / 1,2 + N j,k / 1,2 + ε j,k / 1,2 (9)
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Der Entfernungsterm mit r kann auch wie folgt geschrieben werden:
r j,k / 1,2 = r j / 1 – r k / 2 – (r k / 1 – r k / 2) = –(1 →j – 1 →k)·x →1,2 (10) wobei
1 →j der Einheitsvektor des ersten Luftfahrzeuges zum Satelliten j darstellt. Sind M Satelliten sichtbar, ergibt sich folgendes Gleichungssystem mit Satellit 1 als Referenz
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Zeitliche Differenzierung zwischen Messungen eliminiert die Phasenmehrdeutigkeit, wenn keine Cycleslips auftreten.
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Das Integritätskonzept folgt demjenigen für die Codephasen analog.
