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Die vorliegende Erfindung betrifft
allgemein die Flugzeugnavigation und insbesondere ein System, das
ein GPS (Global Positioning System) und ein IRS (Inertial Reference
System) verwendet, um früh
zu bestimmen, wann ein Satellitensignal unzuverlässig wird und wann ein neu
erfaßtes
Satellitensignal unzuverlässig
ist.
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BESCHREIBUNG
DES STANDS DER TECHNIK
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Im Stand der Technik sind GPS-Systeme dazu
verwendet worden, die Flugzeugposition durch den Empfang von Signalen
von mehreren Satelliten zu bestimmen. Die Signale weisen jeweils
Informationen hinsichtlich der Position der Satelliten und dem Zeitpunkt
der Übertragung
auf, so daß der GPS-Empfänger im
Flugzeug seine eigene Position berechnen kann. Da es vier Variablen
gibt (Position in drei Achsen und Zeit), sind für eine Bestimmung der Empfängerposition
Signale von mindestens vier Satelliten erforderlich. Falls mindestens
fünf Satelliten mit
einer guten Geometrie vorliegen, kann zum Positionieren jede Teilmenge
aus vier Signalen verwendet werden, und sie können miteinander verglichen werden,
um zu bestimmen, ob eines der Signale fehlerhaft ist (Fail-Safe).
Falls sich mindestens sechs Satelliten im Blickfeld befinden, können, wenn
ein fehlerhaftes Signal vorliegt, die Gruppierungen dazu verwendet
werden, zu bestimmen, welches Signal fehlerhaft ist (betriebssicher).
Diese Vorgehensweise wurde bisher mit einem System bewerkstelligt,
das als RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitor) identifiziert
wird und in einem Artikel von Honeywell Inc. mit dem Titel „Implementation
of a RAIM Monitor in a GPS Receiver and an Integrated GPS/IRS" beschrieben wird,
den man in einer Veröffentlichung
mit dem Titel Global Positioning System Band V, veröffentlicht
von dem Institute of Navigation, Alexandria VA, USA, findet.
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Da RAIM mit nur vier Satelliten kein
fehlerhaftes Satellitensignal erfassen oder mit nur fünf Satelliten
identifizieren kann, welches Signal fehlerhaft ist, kann sich der
Pilot auf die in diesen Situationen empfangenen Positionsinformationen
nicht verlassen und die GPS-Eingabe muß ignoriert werden. Dementsprechend
ist ein Bedarf zur Bereitstellung eines Systems entstanden, das
ein zuverlässiges
Ausgangssignal erzeugen kann, wenn sich nur vier Satelliten im Blickfeld
befinden.
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Aus
US
5,760,737 mit dem Titel „Navigation System with Solution
Separation Apparatus for Detecting Accuracy Failures" [Navigationssystem
mit Lösungstrennvorrichtung
zum Erfassen von Genauigkeitsfehlern] ist eine Lösung für dieses Problem bekannt. Insbesondere
offenbart diese Anmeldung eine Integritätsüberwachungseinrichtung und
einen Positionierungsalgorithmus, der Signale von mehreren entfernten
Sendern empfängt,
Fehler erfaßt
und eine Schutzgrenze bestimmt, (d. h. die entfernteste statistische
Entfernung, bei der die von der Vorrichtung bestimmte Position mit
fast sicherer Wahrscheinlichkeit in einer Position begrenzt wird,
in der ein Satellit fehlerhaft ist). Dieser Positionierungsalgorithmus
verwendet bevorzugt Kalman-Filterungstechniken
und beinhaltet Trägheitsreferenzdaten,
um die Erfassungsfähigkeit
zu verbessern. Wenngleich man sich durch dieses System über einen
begrenzten Zeitraum auf Signale von vier Satelliten verlassen kann, übersteigt
die von der Kalman-Filterbank
bereitgestellte Schutzgrenze manchmal den erforderlichen Schutz
für die
wichtigsten Flugphasen (Anflug ohne Präzision und Navigation im Terminalbereich)
und steht deshalb nicht ausreichend zur Verfügung. Außerdem ist die Bank aus Kalman-Filtern
rechnerisch aufwendig und komplex bei ihrer Implementierung in andere
Geräte
außer
der Trägheitsreferenzeinheit. Deshalb
ist ein Bedarf für
ein System entstanden, das weniger komplex und aufwendig ist und
das leichter in Geräte
von Lieferanten integriert werden kann und das Satellitensignalfehler
in einem frühen Stadium
im Betrieb erfassen kann.
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In
EP
1097391 mit dem Titel „GPS Signal Fault Isolation
Monitor" [GPS-Signalfehlerisolationsüberwachungseinrichtung]
wurde dieser Bedarf adressiert durch die Bereitstellung einer neuen
Beschleunigungsüberwachungseinrichtung,
die aus den GPS-Signalen eine erste Beschleunigungsausgabe entlang
einer vorbestimmten Achse und aus den Trägheitsreferenzeinheiten (IRUs)
eine zweite Beschleunigungsausgabe entlang der gleichen vorbestimmten
Achse erzeugt.
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Obwohl die IRU-Ausgaben die Position
nicht sehr präzise
bestimmen, ist die Messung der Beschleunigung entlang einer vorbestimmten
Achse recht präzise.
Dementsprechend wird das IRU-Beschleunigungssignal mit dem GPS-Beschleunigungssignal
entlang der vorbestimmten Achse verglichen. Wenn ein Fehler auftritt,
der größer ist
als ein vorbestimmter Betrag, wird das fehlerhafte Satellitensignal
identifiziert und kann aus den Berechnungen herausgenommen werden.
Für den
weiteren Betrieb sind somit nur vier Satelliten erforderlich. Im
Fall einer Signaldrift, die als ein rampenförmiges Ausgangssignal angesehen
werden kann, bewirkt die anfängliche Änderung
zu Beginn der Rampe einen Beschleunigungsübergang, der von der Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
erfaßt
wird, so daß dieser
Zustand früh
identifiziert wird. Dieses Merkmal wird in der oben identifizierten,
gleichzeitig anhängigen
Anmeldung beansprucht. Jedoch wird eine Erfassung einer Signaldrift
in einem Satelliten, der mit dem Driften begonnen hat, bevor er
von dem GPS-Empfänger
gesehen wird, von der neuen Beschleunigungsüberwachungseinrichtung nicht
erfaßt,
da der Beschleunigungsübergang
vorher auftrat.
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KURZE DARSTELLUNG
DER ERFINDUNG
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Die vorliegende Erfindung stellt
eine Vorrichtung wie im folgenden Anspruch 1 definiert bereit.
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Bevorzugt umfaßt die Vorrichtung die Merkmale
von einem oder mehreren der Ansprüche 2 bis 6.
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Ein Vorteil der vorliegenden Erfindung
kann in der Bereitstellung einer neuen Satellitendriftüberwachungseinrichtung
bestehen, die hier manchmal als eine Nulldurchgangs-RAIM- (oder
Z-RAIM)-Überwachungseinrichtung
bezeichnet wird und eine Drift in einem neuerfaßten Satelliten erkennt, indem
sie einen Diskriminator erzeugt, mit dem die Satellitenfehlergrenze
bestimmt wird (die mit einem vorbestimmten Konfidenzniveau verbundene
Grenze), und mit der Satellitenfehlergrenze wird die Driftfehlergrenze bestimmt,
die eine Anzeige liefert, daß eine
Drift eingetreten ist.
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Sowohl die Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
als auch die Satellitendriftüberwachungseinrichtung
der vorliegenden Erfindung werden unten näher erläutert, doch wird die Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
in der oben erwähnten,
gleichzeitig anhängigen
Anmeldung beansprucht und die neue Satellitendriftüberwachungseinrichtung
wird hier beansprucht.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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1 zeigt
ein schematisches Blockschaltbild des Systems, das die vorliegende
Erfindung verwendet;
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2 ist
ein Blockschaltbild, das den Betrieb der Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
der oben erwähnten,
gleichzeitig anhängigen
Anmeldung zeigt, und
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3A und 3B sind graphische Darstellungen,
die zeigen, wie die neue Satellitendriftüberwachungsein richtung der
vorliegenden Erfindung funktioniert.
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AUSFÜHRLICHE
BESCHREIBUNG
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Es wird auf 1 Bezug genommen, in der ein System 10 zur
Verwendung bei der Flugzeugnavigation gezeigt ist, das einen GPS-Empfänger 12 und
eine Trägheitsreferenzeinheit 14 umfaßt. Der GPS-Empfänger 12 ist
von einem in der Technik wohlbekannten Typ, der Signale von mehreren
Satelliten, z. B. S1–S6
in 1, empfängt, die
ihre Positionen und den Zeitpunkt der Übertragung anzeigen. Wenngleich
sechs Satelliten gezeigt worden sind, versteht sich, daß sich mehr
oder weniger als sechs Satelliten im Blickfeld des GPS-Empfängers 12 befinden
können
und daß sich
die Anzahl im Verlauf der Zeit ändern
kann. Der GPS-Empfänger 12 verarbeitet
die Signale von den Satelliten S1–S6, um die Position des Empfängers zu
bestimmen und um die auf dem GPS-Code basierenden Pseudoentfernungsmessungen
pr zu jedem Satelliten zu erzeugen. Der GPS-Empfänger 12 liefert außerdem durch
Verfolgen und Zählen
der Perioden (einschließlich
Bruchteile von Perioden) im Träger
von jedem Satelliten den akkumulierten Trägerzählwert pc, mit dem die Änderung
bei der Pseudoentfernung über
einen Zeitraum Δt
gemäß folgender
Gleichung erhalten werden kann: Δpr
= Δpc =
pc(t + Δt) – pc(t) (1)
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Die Änderung der Pseudoentfernung,
die durch Differenzieren des Trägerzählwerts
erhalten wird, hat eine Genauigkeit im Bereich von Zentimetern (0,01
Meter), während
die durch Differenzieren der Pseudoentfernungsmessungen gebildete
Pseudoentfernungsänderung
auf 2 bis 5 Meter genau ist. In der vorliegenden Erfindung werden,
wie unten beschrieben, die codebasierte Änderung Δpr der Pseudoentfernung, die
trägerbasierte Änderung Δpc der Pseudoentfernung
oder eine Kombination davon, was als eine geglättete Codemessung bezeichnet wird,
verwendet.
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Die Signale pr und pc werden als
Ausgangssignale bereitgestellt, die durch einen Weg 16 vom GPS-Empfänger 12 und über Wege 17 und 18 zu
einem im Kasten 20 gezeigten standardmäßigen RAIM dargestellt werden,
der auch über
einen Weg 24 ein Druckhöhensignal
von einem Höhenmeßmittel 22 empfängt. Falls
der standardmäßige RAIM 20 ein
unzuverlässiges
Satellitensignal trifft und erfaßt, wird ein Auswahlaufhebungssignal
vom RAIM 20 als ein Ausgangssignal vorgelegt, das durch
einen Weg 26 dargestellt wird. Es kommt dazu, wenn sich
mindestens sechs Satelliten mit guter Geometrie im Blickfeld befinden,
wobei dann Gruppen aus fünf
Satellitensignalen verglichen werden können, um zu bestimmen, welches
von ihnen, wenn überhaupt,
fehlerhaft ist. Falls eines so identifiziert wurde, werden diese
Informationen (über
den Weg 26 und einen Weg 28) zu einer durch einen
Kasten 30 dargestellten Satellitenauswahlfunktion weitergeleitet,
die auch vom Weg 16 die Signale GPS-pr und -pc empfängt. Die
Satellitenauswahlfunktion 30 eliminiert das fehlerhafte
Satellitensignal und leitet die übrigen
gültigen
Signale als ein durch einen Weg 32 dargestelltes Ausgangssignal
zu einer durch einen Kasten 34 dargestellten Positionsfunktion
weiter. Die Positionsfunktion 34 empfängt auch über den Weg 24 von
einem Höhenmeßmittel 22 ein
Druckhöhensignal
und erzeugt ein Ausgangssignal, das die Flugzeugposition angibt
(wie durch einen Weg 36 dargestellt), für nachgeordnete Geräte wie etwa
Indikatoren oder Flugmanagementsysteme (nicht gezeigt). Falls sich
nur fünf
Satelliten mit guter Geometrie im Blickfeld befinden, dann können Gruppen
aus vier Satellitensignalen immer noch mit mindestens einem weiteren
Satellitensignal verglichen werden, um zu bestimmen, ob irgendwelche von
ihnen fehlerhaft sind, doch kann keine Auswahlaufhebung vorgenommen
werden, da der fehlerhafte Satellit nicht identifiziert werden kann.
In einem derartigen Fall werden die nachgeordneten Geräte und der
Pilot benachrichtigt, daß die
GPS-Signale nicht verwendet werden sollten (dieses Signal ist in 1 nicht gezeigt).
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Gemäß der Erfindung der oben erwähnten, gleichzeitig
anhängigen
Anmeldung wird die durch den Weg 16 dargestellte Signalausgabe über die Wege 17 und 18 an
eine Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
geliefert, wie sie durch einen Kasten 44 dargestellt ist.
Die Beschleunigungsüberwachungseinrichtung 44 empfängt außerdem ein
Eingangssignal von der Trägheitsreferenzeinheit 14 (die ebenfalls
in der Technik wohlbekannt ist und mehrere Kreisel und Beschleunigungsmeßgeräte umfaßt), die durch
eine Leitung 46 dargestellte Ausgangssignale erzeugt, die
folgendes anzeigen: h (Höhe),
C (Fluglagematrix), D (Breite, Länge,
Abwanderungswinkelmatrix), v (Geschwindigkeit) und Δv (Geschwindigkeitsänderung).
Es werden mindestens drei Kreisel und drei Beschleunigungsmeßgeräte eingesetzt,
um aber einen Fail-Safe oder einen betriebssicheren Betrieb und
hohe Zuverlässigkeit
sicherzustellen, werden bevorzugt zwei oder drei redundante Systeme eingesetzt.
Das Δv-Signal
vom Weg 46 und die Signale pr, pc von den Wegen 16, 17 und 18 werden
von der Beschleunigungsüberwachungseinrichtung 44 der
vorliegenden Erfindung über
eine Operation verwendet, die unter Bezugnahme auf 2 besser verstanden wird.
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In 2 wird
gezeigt, daß die
Beschleunigungsüberwachungseinrichtung 44 die
Trägheitssignale
h, C, D, v und Δv über einen
Weg empfängt,
der durch Pfeil 46 gezeigt ist, der 1 entspricht, und das GPS-Eingangssignal, pr
und pc über
einen Weg empfängt,
der durch Pfeil 40 gezeigt ist, der 1 entspricht.
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Das Trägheitssignal Δv besteht
aus gefilterten Geschwindigkeitsinkrementen bei einer Rate von 10– 60 Hz,
die an einen Funktionskasten 54 mit der Bezeichnung „Transformieren
in L-Rahmen" geliefert werden.
Der Funktionskasten 54 empfängt außerdem das Fluglageeingangssignal
C, das durch den Pfeil 46 gezeigt ist, und transformiert
die gefilterten Geschwindigkeitsinkremente in den lokalen vertikalen
Rahmen L und gibt die transformierten Inkremente an eine Funktion
weiter, die durch einen Kasten 58 mit der Bezeichnung „Bilden
der 2. 1-Hertz-Zeitdifferenz" dargestellt
ist. In Kasten 58 werden „Doppelposition-Differenzsignale" (d. h. Signale,
die die Differenz bei der Positionsänderung im gegenwärtigen Δt-Intervall
und der Positionsänderung
im vorausgegangenen Δt-Intervall
darstellen) entlang jeder Achse durch Integrieren der Trägheitsbeschleunigung
gebildet (d. h. die transformierten Geschwindigkeitsinkremente hoher
Rate). Das Ausgangssignal der Funktion 58 spiegelt eine
inertial gemessene Beschleunigung wider, die durch die Erddrehung
induzierte Beschleunigungskomponenten enthält, die in der von dem GPS-Signal
abgeleiteten Beschleunigung nicht vorliegen (unten zu erläutern).
Dementsprechend wird das Ausgangssignal der Funktion 58 als
Eingangssignal für
eine Funktion geliefert, die durch einen Kasten 60 mit
der Bezeichnung „Entfernen
der durch die Erddrehung induzierten Beschleunigung" dargestellt ist,
wo die unerwünschten
Erdrehungskomponenten entfernt werden. Da die vom GPS-Signal abgeleitete
Beschleunigung nur in der Richtung des Satelliten (entlang der Sichtverbindung)
zur Verfügung
steht, wird schließlich
das Trägheitsbasierte Referenzsignal
von der Funktion 60 an eine Funktion geliefert, die durch
einen Kasten 62 mit der Bezeichnung „Projizieren entlang der Sichtverbindung" dargestellt ist,
die außerdem
ein durch einen Pfeil 64 gezeigtes Signal LOS (Einheitsvektor
entlang der Sichtverbindung zum Satelliten) empfängt, und das Ausgangssignal
der Funktion 62 ist eine entlang der Sichtverbindung zum
Satelliten projizierte Doppelpositionsträgheitsdifferenz. Dieses Signal
wird an eine Funktion geliefert, die durch einen Kasten 66 mit
der Bezeichnung „Diskriminator & Zeitentfernungstransformation" bezeichnet ist,
wo der Beschleunigungsüber wachungseinrichtungsdiskriminator
gebildet wird.
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Was das GPS-Signal betrifft, so werden
die Pseudoentfernungsmessungen pr und akkumulierte Trägerperiodenzählwerte
pc für
alle verfolgten Satelliten vom Weg 18 aus an eine Funktion
geliefert, die durch einen Kasten 70 mit der Bezeichnung „Bilden der
Entfernungsdifferenz" dargestellt
wird, die außerdem
eine GPS-Anfangsposition
rinit – auf
einem durch einen Pfeil 72 dargestellten Eingangssignal
gezeigt – empfängt, die
die GPS-Position zum Zeitpunkt der Initialisierung ist und von der
Positionsfunktion 34 in 1 empfangen
wird. Wie oben erwähnt
stellen das Signal pc, das aus akkumulierten Trägerperioden besteht (wobei
jede Periode einer Positionsänderung von
etwa 0,19 m im üblichen
Satellitensignal entspricht) und das Signal pr codebasierte Pseudoentfernungsmessungen
dar. Die Signale pr, pc oder eine beliebige Kombination daraus (geglättete Messungen)
beinhalten die Bewegung des Satelliten, und die Funktion 70 entfernt
die Satellitenbewegungskomponente und liefert das Ergebnis an eine
Funktion, die durch einen Kasten 74 mit der Bezeichnung „Bilden der
2. 1-Hertz-Zeitdifferenz" dargestellt
wird. Das Doppeldifferenzsignal (d. h. die Differenz bei der Veränderung
des Periodenzählwerts
(oder geglättete Pseudoentfernung)
im aktuellen Δt-Intervall und der Veränderung
des Periodenzählwerts
(oder geglättete Pseudoentfernung)
in dem vorausgegangenen Δt-Intervall)
wird durch die Funktion 74 gebildet, und ein Ausgangssignal,
das die Beschleunigung des GPS-Empfängers darstellt (das aber auch
Komponenten enthält,
die die Veränderung
beim Sichtverbindungsvektor an der gegenwärtigen Position und dem Sichtverbindungsvektor
an der Anfangsreferenzposition betreffen) wird an eine Funktion
geliefert, die durch einen Kasten 76 mit der Bezeichnung „Sichtverbindungskompensation" dargestellt ist.
Nun wird die Satellitenbeschleunigung, wenn sie von der gegenwärtigen Position
aus gesehen wird, anders projiziert, als wenn sie von der Anfangsreferenzposition
aus gesehen wird. Deshalb ist das durch die Funktion 76 gebildete
Ausgangssignal ein Ausgangssignal, bei dem die die Sichtverbindung
betreffenden Komponenten entfernt sind. Das Ausgangssignal der Funktion 76 wird
an eine Funktion geliefert, die durch einen Kasten 78 mit
der Bezeichnung „Satellitenbeschleunigungskompensation" dargestellt ist.
Der Periodenzählwert
enthält
die Bewegung der Satelliten, und die Funktion 78 entfernt
die Satellitenbewegungsbeschleunigungskomponente. Das Endergebnis
ist eine auf dem GPS-Signal basierende Doppelpositionsdifferenz
entlang der Sichtverbindung, und diese wird an die durch den Kasten 66 dargestellte Funktion
geliefert. Die „Diskriminator & Zeitentfernungstransformations"-Funktion 66 verarbeitet
die GPS- und Trägheitsreferenzbeschleunigungssignale von
den Funktionen 78 bzw. 62 und bildet durch Differenzieren
der beiden Signale einen Diskriminator. Diese Funktion subtrahiert
auch einen Mittelwert (über
alle Satelliten) aller Diskriminatoren von jedem satellitenspezifischen
Diskriminator, wodurch der Empfängertaktoffset
eliminiert wird. Dieses Signal wird an eine durch einen Kasten 80 dargestellte Funktion
geliefert, wo das Diskriminatorausgangssignal zeitlich gemittelt
und mit einem festen Schwellwert verglichen wird, um auf einer Leitung 82 ein
Auswahlaufhebungssignal zu erzeugen, mit dem die Auswahl eines beliebigen
Satelliten aufgehoben wird, dessen Beschleunigung den Schwellwert übersteigt.
Es sei angemerkt, daß alle
von oben beschriebenen Funktionskästen durchgeführten Funktionen durch
ein Computerprogramm durchgeführt
werden können,
wobei jede Funktion von einem Durchschnittsprogrammierer ohne weiteres
programmiert werden kann.
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In 1 ist
gezeigt, daß das
Auswahlaufhebungssignal auf Leitung 82 von 2 über
Leitungen 26 und 28 an die Satellitenauswahlfunktion 30 geliefert
wird und das Satellitensignal, dessen Wahl aufgehoben wurde, nicht
zur Positionierungsfunktion 34 weitergeleitet wird.
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In 1 ist
eine Akzeptanzüberwachungseinrichtung 86 gezeigt,
die das GPS-Signal über
die Wege 16, 17 und 18 und weiterhin
ein Druckhöhensignal
vom Höhenkasten 22 über den
Weg 24 empfängt.
Mit der Akzeptanzüberwachungseinrichtung 86 werden
in der Technik GPS-Signale erfaßt,
die offensichtlich inkorrekt sind, weil beispielsweise der Satellitenpseudobereich
weit außerhalb
annehmbarer Grenzen liegt. Wenn ein derartiger falscher Satellit
empfangen wird, erzeugt die Akzeptanzüberwachungseinrichtung 86 ein
Auswahlaufhebungssignal auf den Weg 26 und über Weg 28 zur
Satellitenauswahlfunktion 30, die dann verhindert, daß falsche
Signale von der Positionierungsfunktion 34 verwendet werden.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung
wird eine neue Satellitendriftüberwachungseinrichtung
oder „Z-RAIM" als ein Kasten 92 gezeigt,
der über
die Wege 16, 17 und 18 das GPS-Signal
und über
den Weg 24 das Druckhöhensignal
empfängt.
Z-RAIM 92 liefert ein Ausgangssignal 95, das dem
Piloten oder nachgeschalteten Flugzeuggeräten wie etwa dem nicht gezeigten
Flugmanagementsystem über
einen Weg 95 die Horizontalschutzgrenze HPL anzeigt.
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Die neue Satellitendriftüberwachungseinrichtung
oder Z-RAIM 92 der
vorliegenden Erfindung bestimmt, ob eine Drift bereits begonnen
hat, wenn ein Signal von einem neuen Satelliten erstmals erfaßt wird.
Dies wird unter Bezugnahme auf die 3A und 3B erläutert.
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Angenommen es liegen N Satelliten
mit guter Geometrie vor, dann wird der RAIM-Diskriminator, wie in
der Technik bekannt, für
den n-ten Satelliten durch folgende Gleichung gebildet:
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Wobei b n / k ein wohlbekannter von der
Satellitengeometrie abhängiger
Koeffizient ist, wie man ihn in der oben erwähnten Veröffentlichung findet, N die Anzahl
von Satelliten ist, k den k-ten Satelliten angibt und Δprk die Differenz zwischen der gemessenen Pseudoentfernung
(oder geglätteten
Pseudoentfernung) und der vorhergesagten Pseudoentfernung für den k-ten
Satelliten ist. Aufgrund der Selective Availability (SA, ein vom
DOD dem Ausgangssignal des GPS überlagerstes
absichtliches Rauschsignal) wird der Diskriminator variieren, wie
man in 3A sehen kann.
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Die Fehlergrenze ∊, die
so definiert ist, daß sie
einen vorbestimmten Konfidenzpegel von 1 – pmd aufweist
(was in der Regel 99,9% beträgt)
wird definiert durch die Gleichung: ε =
|dn| + KmdσSA/|bnn | (3)
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Wobei |dn|
der Absolutwert des Diskriminators dn, Kmd die statistische Sigmazahl entsprechend der
Fehlerfassungswahrscheinlichkeit pmd, σSA das Selective-Availability-Rauschsigma und |b n / n|
der Absolutwert des von der Satellitengeometrie abhängigen Koeffizienten
in Gleichung (2) ist, wobei der obere und untere Index zueinander
gleich und gleich dem Satellitenindex n sind.
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Auf der Basis der Eigenschaften des SA-Rauschens
durchquert der Diskriminator von Zeit zu Zeit, d. h. mindestens
alle 5 Minuten, den Nullpunkt oder erreicht einen Mindestwert. Wenn
der Diskriminator den Nullpunkt durchquert oder den Mindestabsolutwert
|dn|min erreicht,
befindet sich der Fehler in der Schätzung der Fehlergrenze 1 – pmd auf einem Minimum: εmin =
|dn|min + KmdσSA/|bnn | (4)und
die geschätzte
Driftrate r bei einem Konfidenz niveau 1 – pmd lautet r = ∊min/t (5)
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Wobei t der Zeitpunkt seit dem ersten
Empfang des Satelliten ist.
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Wenn t steigt, erhält man für jedes
angetroffene Minimum |dn|min präzisere Driftfehlergrenzen. Man
beachte, daß,
falls die Driftfehlergrenze als Minimum rekursiv entsprechend der
Gleichung r(t) =
min(r(t – Δt), ε/t) (6)bestimmt
wird, wobei Δt
der Zeitschritt ist, das Ergebnis das gleiche sein wird.
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Die Satellitenfehlergrenze SEL ist
das Minimum der aktuellen Satellitenfehlergrenze und der vorausgegangenen
Satellitenfehlergrenze, wobei die geschätzte Driftfehlergrenze 1 – pmd addiert ist. Dies wird rekursiv durch
die Gleichung SEL(t)
= min(ε,
SEL(t + Δt) (7)bestimmt.
Wobei Δt
der Zeitschritt ist.
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Die Horizontalschutzgrenze HPL (ein
gefordertes Ausgangssignal in Avionikgeräten), die dem Satelliten n
zugeordnet ist, kann berechnet werden als HPLn = thnSEL
+ KmdrfσSA (8)
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Wobei K
md die
statistische Sigmazahl entsprechend der Fehlerfassungswahrscheinlichkeit p
md, rf ein Reduktionsfaktor unter 1 und
ist,
wobei t
n1 und t
n2 Elemente
der Fehlerquadratlösungsmatrix
T sind, die in der Technik wohlbekannt ist. Selbst wenn keine Maßnahme getroffen
wird, um einen Satelliten mit einer anfänglichen Drift zu entfernen,
wird die diesem Satelliten zugeordnete Horizontalschutzgrenze HPL
n den Fehler immer begrenzen, solange die
Drift konstant ist, d. h. einen Fail-Safe-Betrieb sicherstellen.
Falls sie nicht konstant ist, sollte die Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
44 der
oben erwähnten,
gleichzeitig anhängigen
Anmeldung eine Beschleunigung erfassen. Um eine Fail-Operation-Fähigkeit
zu erzielen, sollte eine Auswahl eines neuen Satelliten über die
Wege
22,
23 und Funktion
24 in
1 aufgehoben werden, falls
die Rate r einen vorbestimmten zeitabhängigen Schwellwert übersteigt.
Auf diese Weise müssen
nur neu erfaßte
Satelliten überwacht
werden, da bereits für
die Positionierung verwendete Satelliten von der Beschleunigungsüberwachungseinrichtung
44 überwacht
werden.
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Die Verwendung von Kästen und
Wegen ist hier zum Zweck der Erläuterung
der Funktionsweise der bevorzugten Ausführungsform erfolgt, und es
ist zu verstehen, daß diese
Kästen
und Wege entweder durch Software oder Hardware oder eine Kombination
aus beiden implementiert werden kann.
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Es ist deshalb zu erkennen, daß eine Driftüberwachungseinrichtung
bereitgestellt wurde, die vor der Erfassung erkennen kann, ob ein
neu erfaßter Satellit
mit der Drift begonnen hat.
