EP4189438A1 - Präzisionsanflug- und landesystem für luftfahrzeuge - Google Patents

Präzisionsanflug- und landesystem für luftfahrzeuge

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Publication number
EP4189438A1
EP4189438A1 EP21749811.2A EP21749811A EP4189438A1 EP 4189438 A1 EP4189438 A1 EP 4189438A1 EP 21749811 A EP21749811 A EP 21749811A EP 4189438 A1 EP4189438 A1 EP 4189438A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
gnss receiver
satellite signals
receiver
satellite
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP21749811.2A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Helmut Blomenhofer
Matthias Göttken
Christoph DIESCH
Eduarda M.T. BLOMENHOFER
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Navpos Systems GmbH
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Navpos Systems GmbH
Airbus Defence and Space GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Navpos Systems GmbH, Airbus Defence and Space GmbH filed Critical Navpos Systems GmbH
Publication of EP4189438A1 publication Critical patent/EP4189438A1/de
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/03—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers
    • G01S19/07—Cooperating elements; Interaction or communication between different cooperating elements or between cooperating elements and receivers providing data for correcting measured positioning data, e.g. DGPS [differential GPS] or ionosphere corrections
    • G01S19/071—DGPS corrections
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/14—Receivers specially adapted for specific applications
    • G01S19/15—Aircraft landing systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/40—Correcting position, velocity or attitude
    • G01S19/41—Differential correction, e.g. DGPS [differential GPS]

Definitions

  • An aircraft and ground assembly of a ground based approach and landing system are described.
  • the aircraft is designed to use integrated components of the aircraft for determining a corrected position value of the aircraft based on a correction term provided by the ground arrangement.
  • Satellite-based position determination systems are used to determine the position of a corresponding receiver on the earth's surface or in the atmosphere.
  • the accuracy of the position determined in this way can vary.
  • the known position of a reference object and the satellite signals observed or recorded at this reference object are typically used to determine a correction term, which is to be applied to pseudo-range measurements, in order to calculate a based on the corrected pseudo-range measurements to determine corrected or correct position.
  • Such systems are typically used to determine a highly accurate position of an aircraft as it approaches a predetermined location. This can be, for example, the approach to a runway or to a drop-off point for personnel or a drop-off point for material. description
  • an aircraft having a mission computer, a global navigation satellite system receiver, a GNSS receiver with a first air interface and a first receiver, and a data transmission unit with a second air interface and a second receiver, the data transmission unit being configured Receive data over an encrypted, bi-directional communication path.
  • the first receiver in the GNSS receiver is designed to receive satellite signals from satellites, which enable a signal propagation time to be determined between a respective satellite and the GNSS receiver, the satellite signals being able to be used to determine a position value of the aircraft and the GNSS Receiver is designed to transmit the determined signal propagation time to the respective satellite to the mission computer.
  • the data transmission unit is designed to receive a correction term for application to the satellite signals received by the GNSS receiver from a remote station and to transmit it to the mission computer.
  • the mission computer implements a function module which is designed to determine corrected satellite signals based on the satellite signals transmitted from the GNSS receiver to the mission computer and the correction term and to use the corrected satellite signals to determine a position value of the aircraft.
  • the GNSS The receiver is designed to be used for navigation in the aircraft and the data transmission unit is designed to transmit data between the aircraft and the remote station, and the functional module in the mission computer is structurally separate from the GNSS receiver and the data transmission unit.
  • the mission computer is a computing unit that controls some or all of the aircraft's functions.
  • the mission computer can be, for example, a generic computer that executes commands and arithmetic operations in the form of machine-readable instructions.
  • the mission computer can fall back on specifications or inputs from an operator or a pilot.
  • the mission computer can be a single computer or a network of computers.
  • the GNSS receiver is a receiver designed for receiving navigation signals (i.e. satellite signals), which is also used in the aircraft for position determination by other functional modules.
  • the data transmission unit is, for example, a link 16 interface, that is to say a data interface which is predominantly used in the military environment and meets the corresponding requirements for military use. Wherever reference is made in this specification to a Link 16 interface, it is always to be understood that the relevant statement applies to the data transmission unit in general and not only to the Link 16 interface.
  • a Link 16 interface is commonly implemented on military aircraft.
  • the GNSS receiver is not just an antenna, but also contains a receiver in addition to an air interface. Same goes for the Data transmission unit which has its own air interface and receiver.
  • the GNSS receiver has an air interface that receives a wirelessly transmitted satellite signal.
  • This satellite signal contains navigation data transmitted by a navigation satellite.
  • the satellite signal is received by the air interface, for example a GPS antenna, and forwarded to the receiver.
  • the receiver processes the navigation data.
  • the navigation data contains several values, such as satellite clock parameters and the age of a message, exact position data of the transmitting satellite (so-called ephemeris), information on the ionospheric status, the coordinated universal time (UTC), possibly a military message, flags, rough position data of all satellites in the constellation and its condition (so-called almanac).
  • the receiver in the GNSS receiver performs some measurements on the satellite signals received from the air interface, for example so-called pseudo-orange measurements, possibly determining a receiver clock error, and carrier phase measurements.
  • the receiver of the GNSS receiver uses the satellite signals from at least four navigation satellites and uses the navigation data and the measurement data to calculate a value for the position, speed and time of the aircraft.
  • a GNSS receiver as described herein employs the following principle of operation: a signal from a navigation satellite is tracked in a channel of the receiver; for example, 24 channels are used for military GPS receivers, which track up to twelve satellites on two frequencies each (civilian GPS receivers use twelve channels); in principle, GNSS receivers with more than the number of channels specified here are also conceivable.
  • the information contained in the satellite signal is read out in the receiver.
  • the satellite signal contains, among other things, the position of the satellite and its time. At the same time, the runtime of the satellite signal is measured in the receiver.
  • the receiver clock is usually not included synchronized with the time of the navigation satellite, which is why the signal propagation time measurement multiplied by the speed of light (as the propagation speed of the satellite signal) is called the pseudo-range measurement.
  • the receiver clock error is determined along with position and speed. Carrier phase measurements and Doppler measurements are also made. The pseudo-distances are corrected with the correction term and monitored for freedom from errors (integrity).
  • a local ground station at a certain point on the earth's surface e.g. at an airport, continuously monitors the navigation satellites and compares the position values determined with the help of the navigation signals with the known position values of the ground station. This allows correction values for the satellite signals to be determined.
  • the correction values are transmitted to aircraft via a data connection and processed there.
  • both the GNSS receiver and the data transmission unit contain their own receiver.
  • the receiver in the GNSS receiver and also in the data transmission unit is preferably designed in such a way that it can receive, decrypt and process encrypted signals (navigation signals or data communication signals).
  • An encrypted data link already installed in the aircraft, eg Link 16, which has its own air interface and receiver, is used to determine the position.
  • the GNSS receiver preferably contains a receiver with a connected anti-jamming antenna.
  • Both the GNSS receiver and the data transmission unit deliver their output data the mission computer, which implements, for example, a functional unit as a software module that receives and processes the data from the GNSS receiver and the data transmission unit.
  • the mission computer which implements, for example, a functional unit as a software module that receives and processes the data from the GNSS receiver and the data transmission unit.
  • the aircraft described herein is configured such that a functional module runs on the mission computer and this functional module uses the aircraft's existing GNSS receiver and data transmission unit to determine corrected satellite signals for determining the position value of the aircraft.
  • the mission computer works together with the GNSS receiver and the data transmission unit to determine the corrected satellite signals for determining the position of the aircraft.
  • the GNSS receiver receives satellite signals and, based on this, determines a signal propagation time between a respective satellite and the receiver or the aircraft. It may happen that the signal propagation time determined in this way is not sufficiently accurate and needs to be corrected. This correction is made by applying a correction value of a correction term to the determined signal propagation time.
  • the correction term contains, in particular, a number of correction values, one correction value each being applied to the measured signal propagation time between the GNSS receiver and a specific satellite.
  • the correction term contains individual correction values which are each assigned to a satellite and from which a correction value is to be applied to a satellite signal.
  • the correction term serves to correct the individual signal propagation times based on a specific satellite in a plurality of satellites.
  • the correction term can contain a quality factor for each correction value, which indicates the quality of the individual correction value. So this is a differential approach, so the Time-of-flight measurements of signals from multiple satellites (e.g. 4 or more) can be taken and corrected, with the GNSS receiver making its own receiver clock offset and other corrections, some of which are due to signal transmission and atmospheric interference, for example.
  • the correction term contains appropriate values to correct the individual transit time measurements.
  • GNSS receivers In addition to the pure information for the correction of the signal propagation time, information on the quality of the individual correction values can also be transmitted.
  • several GNSS receivers e.g. two to four, can be arranged in a ground station and their measurements of the signal propagation time can be compared with one another. If anomalies occur, they can be detected and isolated with the goal of achieving the highest level of integrity and limiting the integrity risk.
  • reference station data and approach data can also be transmitted from the ground station to the aircraft.
  • the correction term is transmitted to the aircraft via a data connection, in this case via the Link 16 interface.
  • the mission computer applies the correction values of the correction term to the satellite signals of the associated satellites, so that the individual signal propagation times are corrected and serve as the basis for determining a corrected position value.
  • the signal propagation times used here between a satellite and the GNSS receiver can be used in particular as a basis for calculating a distance between a satellite and the GNSS receiver.
  • determining the signal propagation time is equivalent to determining the distance between a satellite and the GNSS receiver.
  • the GNSS receiver can therefore be designed to determine the signal propagation time and/or the distance to a satellite.
  • the GNSS receiver and the Link 16 interface are structurally separate from the mission computer and thus the function module implemented on it.
  • the components used in the aircraft for determining the corrected signal transit times are modular and individually interchangeable, which means that, for example, the function of a precision approach and landing system (PALS) can be implemented on an aircraft without hardware modifications .
  • PALS precision approach and landing system
  • the aircraft as described herein dispenses with the need for a separate GNSS receiver and data link for determining the aircraft's corrected position and instead uses the GNSS receiver and Link 16 interface already present on the aircraft. This avoids the use of a separate assembly for determining the corrected signal propagation times, which reduces the number of assemblies installed in the aircraft and also the weight of the aircraft.
  • the way the mission computer, the GNSS receiver and the Link 16 interface interact with each other allows each of these components to be modified or even replaced individually and independently of the other components.
  • the functional module is implemented as a software module and is designed to be executed on the mission computer.
  • the function module which receives the satellite signal propagation times from the GNSS receiver and the correction term from the Link 16 interface and thus initially corrected signal propagation times and a corrected position for the Aircraft determined is executed as a module on the mission computer and not on a separate and dedicated computing unit. If the function module needs to be adjusted or changed, this can be done by simply changing the function module without necessarily having to change or replace hardware.
  • the GNSS receiver is configured to receive and process satellite signals from a satellite of one of the following satellite navigation systems: GPS, Galileo, Glonass, Beidou.
  • the mission computer and the function module implemented on it from which satellite constellation and in which format the GNSS receiver receives the satellite signals, as long as the interface and the transfer format between the GNSS receiver and the function module on the mission computer are specified and adhered to.
  • the aircraft described here can not only work with a specific satellite navigation system, but also access satellite signals from any or different satellite navigation systems and use them. For this purpose, at most the GNSS receiver has to be modified or exchanged and the other components can be retained.
  • the first receiver in the GNSS receiver is designed to determine the signal propagation time between a respective satellite and the GNSS receiver using a pseudorange measurement and optionally a carrier phase measurement on the satellite signals.
  • the pseudo-orange measurement and optionally the carrier phase measurement also take place in the first receiver, for example. These two measurements make it possible to determine the signal propagation time between a satellite and the GNSS identify recipients. In particular, the correction term is applied to these two measurements in order to then obtain corrected pseudoranges/carrier phases, which serve as the basis for determining a corrected position value.
  • the carrier phase measurement is optional. If the carrier phase of a satellite signal is measured, the measured carrier phase is used in particular to smooth the value of the pseudo-orange measurements.
  • the first receiver is designed to receive encrypted satellite signals for determining the position of the aircraft and to decrypt the encrypted satellite signals.
  • the first receiver in the GNSS receiver can thus, for example, receive and process satellite signals used by the military for position determination. Encryption also provides some protection against signal manipulation and/or deception, e.g. against jamming and spoofing.
  • the first receiver can be located decentrally in the GNSS receiver and not implemented as a central multi-mode receiver both for satellite signals and possibly for data transmission signals.
  • the GNSS receiver preferably has its own receiver and the data transmission unit also has its own receiver.
  • both the GNSS receiver on the one hand and the data transmission unit on the other hand can receive, decode and process the corresponding signals.
  • the functional module of the mission computer is designed as a counterpart of a ground-based approach and landing system.
  • the aircraft receives the correction term from a ground-based remote station for the satellite signals received from its GNSS receiver or to correct their signal propagation times and to determine a corrected position based on this or to adjust the previously determined position if necessary.
  • the aircraft accesses data which it receives from the ground-based remote station via the Link 16 interface.
  • the data transmission unit is designed to receive flight path-related data for the aircraft.
  • the data transmission unit is not only used to receive the correction term from the ground-based remote station, but is generally used to transmit data to the aircraft. For example, tactical or mission-related data or an approach route can be transmitted to the aircraft via the data transmission unit.
  • the correction term for determining the corrected signal propagation times for determining the position of the aircraft is not transmitted via a dedicated connection, but rather via a data connection via which other data are also transmitted to the aircraft. This data connection even uses the existing physical interfaces (antennas) and does not require any separate physical interfaces for the transmission of the correction term.
  • the task of determining corrected signal propagation times of satellite signals received by the GNSS receiver in the aircraft is distributed using components already present in the aircraft such as the GNSS receiver and the Link 16 interface and the mission computer and the use of a module with its own hardware that is provided specifically for this task is dispensed with.
  • the data transfer unit configured to transmit data to the remote site and/or other aircraft, wherein the data transmitted to the remote site is one or more items from the following group: an approach path selected by the aircraft; the corrected signal propagation times determined using the correction term.
  • the data transmission unit in contrast to a unidirectional data connection, which only transmits a correction term to the aircraft, the data transmission unit, for example in the form of a Link 16 interface, enables bidirectional communication.
  • the ground station can initially transmit approach paths to the aircraft. An approach path is selected manually by a pilot or autonomously in the aircraft and communicated to the ground station.
  • the aircraft can then transmit the signal propagation times corrected using the correction term and, if necessary, additional data (flight path deviations, protection levels for integrity monitoring, etc.) to the ground station so that the corrected signal propagation times can be subjected to a further check in the ground station, e.g. using an integrity monitoring process.
  • the ground station or the aircraft can inform other aircraft or the approaching aircraft if the transmitted data does not permit a safe approach.
  • the bidirectional data connection is advantageous in particular in connection with unmanned aircraft, because the corrected integral position solution can be transmitted to the ground station via the return channel, where the corrected position can be checked and, if necessary, confirmed. It is conceivable that an unmanned aircraft can only use a corrected position value for the approach maneuver once the corrected position value has been confirmed by the ground station.
  • the Link 16 interface is therefore not only intended to receive the correction term from the ground-based remote station, but can also be used as a transmit Be configured receiver unit for bidirectional communication, which send data to other aircraft and, in addition to the data sent from the ground-based remote station, can also receive data from other aircraft.
  • the aircraft can, for example, also make the correction term received from the ground-based remote station available to other aircraft.
  • the aircraft is a manned or unmanned military aircraft.
  • a ground arrangement of a ground-based approach and landing system having a ground station, and the ground station having: a computing unit, a global navigation satellite system receiver, GNSS receiver, with a third air interface and a third receiver, and a data transmission unit with a fourth air interface and a fourth receiver, the data transmission unit being designed to receive data via an encrypted, bidirectional communication path.
  • the third receiver in the GNSS receiver is designed to receive satellite signals from satellites, which enable a signal propagation time to be determined between a respective satellite and the GNSS receiver, the satellite signals being able to be used to determine a position value of the ground station, the GNSS Receiver is designed to transmit the satellite signals to the computing unit.
  • the computing unit is designed based on the received from the GNSS receiver satellite signals and a known actual position value of the ground station to determine a correction term for the satellite signals received by the GNSS receiver, so that the correction term, after application to the satellite signals transmitted from the GNSS receiver to the computing unit, results in corrected satellite signals which correspond to the actual position value of the ground station correspond.
  • the data transmission unit is designed to transmit the correction term to a remote station.
  • the computing unit is structurally separated from the GNSS receiver and the data transmission unit.
  • the ground station is thus the counterpart to the aircraft.
  • the correction term is calculated in the ground station in that the GNSS receiver of the ground station firstly determines a signal propagation time of the satellite signals to the GNSS receiver of the ground station. A position value is determined based on the determined signal propagation time. Corrected signal propagation times are then determined on the basis of the determined position value and the initially received signal propagation times in order to arrive at the actual position value. The difference between the determined signal propagation times and the corrected signal propagation times (target signal propagation times) serves as the basis for determining the correction term. Conversely, this means that the correction term corrects the originally determined signal transit times in such a way that the corrected signal transit times result in a correct position value.
  • the actual position value of the ground station or the expected signal propagation times for the actual position can be entered, for example, by an operator of the ground station and are based on known coordinates of a reference object or reference point.
  • the ground station can be set up in the vicinity of the reference object or reference point or even on the reference object or reference point.
  • the ground station is characterized in that it has a data transmission unit, by means of which the correction term to a Aircraft is transmitted, which is designed to receive and process data.
  • the ground station is preferably set up in the vicinity of a point to be approached by the aircraft. When it comes to the ground station supporting an aircraft's approach for landing, the ground station is set up near the runway. However, the ground station can also be set up in the vicinity of a location to be headed for by the aircraft.
  • GNSS receivers that are in close proximity to each other (within a radius of a few kilometers up to a few tens of km or even hundreds of km) experience a similar or even the same amount of error for the satellite signal propagation times. This behavior is used here by locating the ground station close to the point to be approached by the aircraft, because the aircraft then experiences the same amount of error in its signal propagation times as the ground station when the aircraft approaches the ground station.
  • the ground station thus supports an aircraft in determining its actual position (or the signal propagation times corresponding to the actual position) with a high level of accuracy, which would not be achievable with data from a navigation satellite system alone.
  • the data from the navigation satellite system and the correction term from the ground station provide precise information for heading to a location defined by coordinates even in poor or no visibility.
  • position values for the aircraft must be given with a sufficiently high level of integrity in order to be able to land an aircraft even under bad weather conditions with limited visibility.
  • the ground station is mobile or deployable and can be set up quickly, for example within two hours to go live.
  • the floor assembly has at least two and a maximum of four GNSS receivers (each with air interface and receiver), which receive satellite signals and measure the pseudoranges for the respective satellites.
  • the position coordinates of the GNSS receivers, especially the air interfaces/antennas, are measured very precisely (within a few centimeters, maximum 10 centimeters) relative to a runway or another reference point.
  • the ground arrangement furthermore has a test unit, wherein the test unit has a second computing unit, a second GNSS receiver, and a second data transmission unit, which is designed to receive data via an encrypted, bidirectional communication path.
  • the test unit is arranged at a distance from the ground station.
  • the second GNSS receiver is designed to receive satellite signals from satellites, which enable the determination of a signal propagation time between a respective satellite and the second GNSS receiver, the satellite signals being able to be used to determine a position value of the test unit and the second GNSS receiver is designed to transmit the satellite signals to the second processing unit.
  • the ground station is designed to transmit the correction term to the second data transmission unit via the data transmission unit.
  • the second computing unit is designed to determine corrected satellite signals based on the satellite signals transmitted from the second GNSS receiver to the second computing unit and the correction term and to use the corrected satellite signals to determine a corrected position value of the test unit, the ground arrangement being designed to use the corrected Compare position value of the test unit with a known actual position value of the test unit.
  • the structure of the test unit corresponds functionally to the structure of the aircraft with regard to the GNSS receiver, the data transmission unit and the processing unit, with the processing unit of the test unit being the mission computer of the aircraft.
  • the test unit thus represents a test candidate on which the effects of the transmitted correction term on the signal propagation times determined by the second GNSS receiver can be observed.
  • the testing unit applies the correction term to the signal propagation times determined by its GNSS receiver in order to determine a corrected position value of the testing unit based on the corrected signal propagation times.
  • this corrected position value of the test unit matches the actual position value of the test unit or deviates from it by a specified threshold value at most can it be assumed that the correction term is also suitable for determining the corrected signal propagation times and the actual position value of the aircraft . If the corrected position value of the test unit does not match the actual position value of the test unit or is outside of a tolerable range defined by the threshold value, this indicates an error of some kind. Such an error can be that the correction term was calculated incorrectly, that the satellite signal, which is used to determine the position value, did not arrive correctly at the GNSS receiver or is disturbed, that the ground station contains some other error, or that the Communication via the data transmission unit is disrupted. Some of these errors can be caused by electronic jamming or tampering. The test unit makes it possible to identify the effects of these disruptive measures or manipulations, or the effects of disruptions in general.
  • the comparison of the corrected position value of the test unit with the known actual position value of the test unit can be carried out in the test unit by the second processor or in the ground station by its processor.
  • the known position value of the test unit can be stored in the ground station or the test unit. Either lead the test unit or the ground station then do the comparison. If the ground station performs the comparison, then the position value of the test unit is transmitted from the test unit to the ground station before the comparison.
  • a separate data connection (wireless or wired) can be arranged between the ground station and the test unit.
  • the ground arrangement is designed to generate an alarm signal if the corrected position value of the test unit deviates from the known actual position value of the test unit, which alarm signal indicates an incorrect corrected position value of the test unit.
  • the alarm signal is typically issued when the difference between the corrected position value of the test unit and the known actual position value of the test unit exceeds a predetermined threshold value.
  • An incorrect corrected position value of the test unit can have various causes.
  • the correction term as such may have been determined incorrectly.
  • the satellite signal from the navigation satellite is incorrect or manipulated or was partially suppressed or superimposed.
  • the reception quality of an involved GNSS receiver is not sufficient.
  • the test unit detects jamming near the ground station or on the ground in the approach path, or if the test unit detects spoofing near the ground station or on the ground in the approach path, a warning is sent to the aircraft. The aircraft can then abort the approach or take other appropriate action.
  • alarm signals can also be transmitted from the ground station to the aircraft under other circumstances, namely when the test unit or the ground station is close to the ground station or on the ground in the approach path recognizes an anomaly or an obstacle and the approach cannot be designed safely.
  • alarm signals can also be transmitted from the aircraft. If the aircraft, e.g. by operating personnel on board or by means of sensors, recognizes anomalies or objects, such as opposing forces, a corresponding warning message can be transmitted to other aircraft or the ground station via a return channel of the data transmission unit. The approach proposed here for correcting the aircraft's position can then be used to change the aircraft's approach path or to modify the danger zone.
  • test unit determines incorrect signal propagation times and thus an incorrect corrected position value, then it must be expected that an aircraft that receives the correction term from the ground station will also determine incorrect signal propagation times and an incorrect corrected position value, which can lead to the landing the aircraft misses a designated touchdown point.
  • the ground arrangement can also be designed such that, in the event of an erroneously determined corrected position value, it sends the alarm signal to other aircraft in a predetermined radius and informs them of a possible fault in the position determination via satellite signals.
  • the third receiver in the GNSS receiver is designed to determine the signal propagation time between a respective satellite and the GNSS receiver using a pseudorange measurement and optionally a carrier phase measurement on the satellite signals.
  • the pseudo-orange measurement and optionally the carrier phase measurement are used to determine the signal propagation time, with the optionally measured and used carrier phase being used to smooth the measurement of the pseudo-oranges.
  • the ground arrangement is designed to transmit the satellite signals received by the GNSS receiver to the remote station.
  • the raw data received by the GNSS receiver in the ground station ie the satellite signals and the data measured thereon, such as pseudorange and carrier phase, are transmitted to the remote station, for example to an aircraft.
  • the integrity of the data and measurements used for position determination can thus be monitored not only in the ground station, but also in the remote station, because the remote station has the data received from the ground station and the measurements made on it.
  • Protocols from the aviation standards are preferably used for the transmission of the correction terms between the ground arrangement and the remote station.
  • the ground assembly and the aircraft together form a system which may be referred to as a ground based augmentation system (GBAS) or a precision approach and landing system (PALS).
  • the GNSS receivers in the aircraft, the ground station and the test unit can be designed to receive unencrypted and freely accessible or encrypted and not freely accessible navigation satellite signals and to use them to determine the position value.
  • a function module uses the navigation satellite signals, which are provided by a system located in the aircraft GNSS receivers are received without a separate physical module being provided for this purpose.
  • the function module is executed as software or function on the aircraft's mission computer.
  • the correction term is received at the aircraft over a data link using the tactical data link link 16 in particular.
  • the Link 16 data link is an encrypted military data link and is therefore less susceptible to interference and attack than, for example, an unencrypted wireless radio frequency link.
  • Fig. 1 is a schematic representation of components of a
  • Aircraft according to one embodiment.
  • Fig. 2 is a schematic representation of components of a
  • Ground arrangement with a ground station and a test unit according to a further embodiment.
  • Fig. 3 is a schematic representation of a ground station and a
  • Aircraft approaching a runway according to another embodiment.
  • the aircraft 100 has a mission computer 110, a GNSS receiver 120 and a link 16 interface 130.
  • the GNSS receiver 120 has a first air interface 122 (e.g. a GPS antenna) and a first receiver 124 .
  • the first air interface 122 is configured to receive navigation signals from multiple satellites 20 (only one of which is shown).
  • the first receiver 124 is designed to determine the respective signal propagation time based on the received navigation signals.
  • the GNSS receiver 120 forwards the satellite data received from the first receiver 124 and the determined and/or measured signal propagation times (pseudoranges and possibly carrier phases) to the mission computer 110 so that the mission computer based on these raw data (pseudoranges and carrier phases) and the correction term determined by the ground station the position value and its integrity for the aircraft 100.
  • the Link 16 interface 130 includes a second air interface 132, typically in the form of an antenna, and a second receiver 134 and is configured to receive and/or transmit data via an encrypted bi-directional communication protocol, e.g., the Link 16 protocol.
  • an encrypted bi-directional communication protocol e.g., the Link 16 protocol.
  • military tactical information is transmitted via the link 16 interface 130 .
  • the correction term for application to the signal propagation times of the satellite signals is also transmitted.
  • both the GNSS receiver 120 and the data transmission unit 130 are independent modules, each with an air interface 122, 132 and their own receiver 124, 134. There is no need for a multi-mode receiver.
  • the GNSS receiver 120 and the data transmission unit 130 forward the data they have determined or received directly to the mission computer 110 .
  • the GNSS receiver 120, the mission computer 110 and the data transmission unit 130 are structurally separate, ie that these three components in the aircraft are arranged separately and are independently interchangeable without any other component being structurally affected in the event of an exchange or modification of one of the three components. If one of the components is replaced, it may be necessary to functionally adapt another component, eg the mission computer.
  • the mission computer 110 contains a functional module 115, which is designed in particular as a software module and is executed by the mission computer using a processor and memory.
  • the function module 115 implements the functions for processing the signal propagation times supplied by the GNSS receiver 120 and their correction using the correction term.
  • the components shown in FIG. 1 can be connected to one another in a modular manner and do not represent a closed subassembly that can only be exchanged in its entirety. Rather, the function module 115 can be used with changing GNSS receivers 120 or also with other data transmission interfaces. Likewise, the function module 115 can be adjusted or replaced without affecting the other components. In particular, the functional module 115 of the mission computer 110 accesses components that already exist in the aircraft 100 , such as the GNSS receiver 120 and the link 16 interface 130 .
  • FIG. 2 shows a schematic representation of the components of a ground arrangement, the ground arrangement consisting of a ground station 200 and a test unit 300 .
  • the ground station 200 and the test unit 300 are basically constructed similarly to the aircraft 100 with regard to the components described and used here.
  • the ground station 200 has a computing unit 210 , a GNSS receiver 220 and a data transmission unit 230 .
  • the GNSS receiver 220 receives satellite signals and determines the signal propagation time in order to determine the position or a position value of the ground station based on this.
  • the GNSS receiver 220 is constructed in a similar way to the GNSS receiver 120 of the aircraft and has a third air interface 222 and a third receiver 224, which operate in a similar way to the first air interface 122 and the first receiver 124.
  • the function of the GNSS As far as the receiver 220 is concerned, reference is made to the description of the GNSS receiver 120 .
  • the data output by the third receiver 224 is forwarded to the arithmetic unit 210, where it is processed as a position value.
  • the computing unit 210 determines a correction term based on the position value determined by means of satellite signals and their signal propagation time and an actual position value of the ground station in order to compensate for an error in the determined signal propagation time, so that the compensated (or corrected) signal propagation times result in the actual position.
  • the computing unit 210 controls the data transmission unit 230 in such a way that the correction term is transmitted via the data transmission unit 230 to a remote station, for example the aircraft 100 from FIG. 1 , in order to be used there for correcting the signal propagation times determined at the remote station.
  • the data transmission unit 230 has a third air interface 232 and a third receiver 224 .
  • the ground station 200 is thus also modular in design, because the GNSS receiver 220, the data transmission unit 230, and the computing unit 210 work independently and in particular the GNSS receiver 220 and the data transmission unit 230 are independent modules with an air interface (antenna) and receiver .
  • the GNSS receiver 220 and the data transmission unit 230 are designed, for example, to receive encrypted GPS signals or communication signals, as described in relation to the aircraft in Fig.
  • the ground station 200 can be set up, for example, in the vicinity of a prepared or unprepared runway or generally in the vicinity of a location to be headed for by the aircraft 100 .
  • the ground arrangement also has a test unit 300, the functional structure of which corresponds to the functional structure of the aircraft 100 in terms of arithmetic unit 310, GNSS receiver 320 with fifth air interface 322 and fifth receiver 324, and data transmission unit 330 with sixth air interface 332 and sixth receiver 334.
  • the test unit has a second computing unit 310 , a second GNSS receiver 320 and a second data transmission unit 330 .
  • the testing unit 300 is thus designed to receive the correction term from the ground station 200 and to apply it to the signal propagation times received or determined by the testing unit.
  • the second GNSS receiver 320 receives satellite signals and determines their signal propagation times and, if necessary, a position value for its own position, the second arithmetic unit 310 applies a correction value, which is transmitted via the second data transmission unit 330 was received, on the signal propagation times to determine a corrected position value.
  • the actual position value of the inspection unit 300 is known.
  • the corrected position value can thus be compared with the actual position value of the checking unit 300 in order to determine whether the determination of the corrected position value leads to a meaningful result (ie that the corrected position value corresponds to the actual position value or deviates from it by less than a predetermined threshold value).
  • the ground station 200 and the test unit 300 can be connected for this purpose by means of a separate data connection 250, the separate Data connection 250 is in particular a wired data connection.
  • the test unit 300 receives the correction term sent by the ground station 200 wirelessly via the second data transmission unit 330.
  • the corrected position value of the test unit 300 is transmitted via the data connection 250 to the ground station 200, where the comparison of the corrected position value of the test unit with the actual position value of the test unit is compared. It can thus be determined with recourse to the testing unit 300 whether there is an error in the position determination or in the communication in the system network consisting of the ground station, testing unit and aircraft.
  • FIG 3 shows an exemplary application of a ground station 200 which is set up in the vicinity of a runway 10 and prepared for data exchange with an aircraft 100 approaching the runway 10 .
  • the ground station 200 is fixed to the ground at a known position with a predetermined and known position value and determines a correction term for the signal propagation times of the satellite signals based on the signal propagation times determined using satellite signals and expected target signal propagation times corresponding to the known position.
  • This correction term is transmitted wirelessly to the aircraft 100 approaching the runway 10 and the aircraft 100 uses the correction term to correct its signal propagation times, which are determined on the basis of satellite signals.
  • the aircraft 100 thus receives a very precise corrected position value and an approach to the runway 10 is also possible with poor visibility or without visibility.

Landscapes

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Abstract

Es ist ein Luftfahrzeug (100) mit einem Missionscomputer (110), einem GNSS-Empfänger (120) mit einer ersten Luftschnittstelle und einem ersten Receiver und einer Datenübertragungseinheit (130) mit einer zweiten Luftschnittstelle und einem zweiten Receiver, wobei die Datenübertragungseinheit ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen, beschrieben. Der Missionscomputer bestimmt einen Positionswert für das Luftfahrzeug basierend auf von dem GNSS-Empfänger empfangenen Satellitensignalen, auf welche ein Korrekturterm angewandt wurde, welcher dem Luftfahrzeug über die Datenübertragungseinheit übermittelt wird, um korrigierte Satellitensignale zu ermitteln. Die korrigierten Satellitensignale dienen als Basis für das Ermitteln eines korrigierten Positionswertes Der Missionscomputer greift auf einen GNSS-Empfänger und eine Datenübertragungseinheit zurück, welche Bestandteil des Luftfahrzeugs sind, so dass zum Ermitteln der korrigierten Satellitensignale keine gesonderte Hardware-Baugruppe erforderlich ist. Daneben ist eine Bodenanordnung mit einer zugehörigen Bodenstation und optional mit einer Prüfeinheit zum Überprüfen der korrekten Bestimmung des korrigierten Positionswertes beschrieben.

Description

Präzisionsanflug- und Landesystem für Luftfahrzeuge
Technisches Gebiet
Ein Luftfahrzeug und eine Bodenanordnung eines bodenbasierten Anflug- und Landesystems sind beschrieben. Das Luftfahrzeug ist ausgestaltet, integrierte Komponenten des Luftfahrzeugs für das Ermitteln eines korrigierten Positionswertes des Luftfahrzeugs basierend auf einem von der Bodenanordnung gelieferten Korrekturterm zu verwenden.
Technischer Hintergrund
Satellitenbasierte Positionsermittlungssysteme werden dafür verwendet, die Position eines entsprechenden Empfängers auf der Erdoberfläche oder in der Atmosphäre zu ermitteln. Die Genauigkeit der so ermittelten Position kann jedoch schwanken. Für kritische Anwendungen kann es geboten sein, die basierend auf Satellitensignalen ermittelte Position einer Korrektur zu unterziehen. Für diese Korrektur wird typischerweise die bekannte Position eines Referenzobjektes sowie die an diesem Referenzobjekt beobachteten bzw. erfassten Satellitensignale (insbesondere die an diesem Referenzobjekt erfassten Pseudoentfernungsmessungen) herangezogen, um einen Korrekturterm zu ermitteln, weicher auf Pseudoentfernungsmessungen anzuwenden ist, um basierend auf den korrigierten Pseudoentfernungsmessungen eine korrigierte bzw. korrekte Position zu ermitteln.
Solche Systeme werden typischerweise verwendet, um eine hochgenaue Position eines Luftfahrzeugs beim Anflug an eine vorgegebene Stelle zu ermitteln. Dies kann beispielsweise der Anflug auf eine Landebahn oder an einen Absetzpunkt von Personal oder einen Abwurfpunkt von Material sein. Beschreibung
Es kann als Aufgabe betrachtet werden, den funktionalen und strukturellen Aufbau eines Luftfahrzeugs, welches für das Zusammenwirken mit einem bodenbasierten Unterstützungssystem bzw. einem Präzisionsannäherungs- und -landungssystem ausgestaltet ist, zu vereinfachen.
Diese Aufgabe wird gelöst durch den Gegenstand der unabhängigen Ansprüche. Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen sowie aus der folgenden Beschreibung.
Gemäß einem ersten Aspekt ist ein Luftfahrzeug angegeben, aufweisend einen Missionscomputer, einen Globales-Navigationssatellitensystem-Empfänger, GNSS-Empfänger mit einer ersten Luftschnittstelle und einem ersten Receiver, und eine Datenübertragungseinheit mit einer zweiten Luftschnittstelle und einem zweiten Receiver, wobei die Datenübertragungseinheit ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen. Der erste Receiver in dem GNSS-Empfänger ist ausgestaltet, Satellitensignale von Satelliten zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswertes des Luftfahrzeugs verwendbar sind und wobei der GNSS-Empfänger ausgestaltet ist, die ermittelte Signallaufzeit zu dem jeweiligen Satelliten an den Missionscomputer zu übertragen. Die Datenübertragungseinheit ist ausgestaltet, einen Korrekturterm zum Anwenden auf die von dem GNSS-Empfänger empfangenen Satellitensignale von einer Gegenstelle zu empfangen und an den Missionscomputer zu übertragen. Der Missionscomputer implementiert ein Funktionsmodul, welches ausgestaltet ist, basierend auf den von dem GNSS-Empfänger an den Missionscomputer übertragenen Satellitensignalen und dem Korrekturterm korrigierte Satellitensignale zu ermitteln und die korrigierten Satellitensignale für das Ermitteln eines Positionswertes des Luftfahrzeugs heranzuziehen. Der GNSS- Empfänger ist ausgestaltet, für die Navigation in dem Luftfahrzeug verwendet zu werden und die Datenübertragungseinheit ist ausgestaltet, Daten zwischen dem Luftfahrzeug und der Gegenstelle zu übertragen, und das Funktionsmodul in dem Missionscomputer ist strukturell von dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit getrennt.
Der Missionscomputer ist eine Recheneinheit, welche einige oder alle Funktionen des Luftfahrzeugs steuert. Bei dem Missionscomputer kann es sich beispielsweise um einen generischen Computer handeln, der Kommandos und Rechenoperationen in Form von maschinell lesbaren Anweisungen ausführt. Hierbei kann der Missionscomputer auf Vorgaben oder Eingaben eines Bedieners oder eines Piloten zurückgreifen. Der Missionscomputer kann ein einzelner Rechner oder ein Verbund von Rechnern sein.
Dieser Aufbau des Luftfahrzeugs sieht eine Mehrfachverwendung von gewissen Komponenten vor, nämlich von dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit. Der GNSS-Empfänger ist ein für das Empfangen von Navigationssignalen (d.h. Satellitensignalen) ausgestaltet Empfänger, welcher in dem Luftfahrzeug für die Positionsbestimmung auch von anderen Funktionsbausteinen verwendet wird. Die Datenübertragungseinheit ist beispielsweise eine Link 16-Schnittstelle, also eine Datenschnittstelle, welche überwiegend im militärischen Umfeld verwendet wird und entsprechende Anforderungen an die militärische Verwendung erfüllt. Wird in dieser Beschreibung auf eine Link 16-Schnittstelle Bezug genommen, so ist stets zu verstehen, dass die entsprechende Aussage allgemein für die Datenübertragungseinheit gilt, und nicht nur für die Link 16-Schnittstelle. Eine Link 16-Schnittstelle ist üblicherweise in militärischen Luftfahrzeugen implementiert.
Der GNSS-Empfänger ist dabei nicht nur eine bloße Antenne, sondern enthält neben einer Luftschnittstelle auch einen Receiver. Dasselbe gilt für die Datenübertragungseinheit, welche ihre eigene Luftschnittstelle und ihren eigenen Receiver hat.
Der GNSS-Empfänger weist eine Luftschnittstelle auf, welche ein drahtlos übertragenes Satellitensignal empfängt. Dieses Satellitensignal enthält Navigationsdaten, die von einem Navigationssatelliten übertragen werden. Das Satellitensignal wird von der Luftschnittstelle, beispielsweise einer GPS-Antenne, empfangen und an den Receiver weitergeleitet. Der Receiver verarbeitet die Navigationsdaten. Die Navigationsdaten enthalten mehrere Werte, beispielsweise Satellitenuhr-Parameter und Alter einer Nachricht, genaue Positionsdaten des sendenden Satelliten (sog. Ephemeriden), Angaben bezüglich des lonosphärenstatus, die koordinierte Weltzeit (UTC), ggf. eine militärische Nachricht, Flags, grobe Positionsdaten aller Satelliten in der Konstellation und deren Zustand (sog. Almanach). Der Receiver im GNSS-Empfänger nimmt einige Messungen an den von der Luftschnittstelle empfangenen Satellitensignalen vor, beispielsweise sog. Pseudorange-Messungen, ggf. unter Bestimmung eines Empfängeruhrenfehlers, und Trägerphasenmessungen. Der Receiver des GNSS- Empfängers nutzt die Satellitensignale von mindestens vier Navigationssatelliten und berechnet aus den Navigationsdaten und den Messdaten einen Wert für die Position, die Geschwindigkeit und die Zeit bezüglich des Luftfahrzeugs.
Ein GNSS-Empfänger wie hierin beschrieben wendet beispielsweise das folgende Arbeitsprinzip an: ein Signal eines Navigationssatelliten wird in einem Kanal des Receivers verfolgt; für militärische GPS-Empfänger werden beispielsweise 24 Kanäle verwendet, welche bis zu zwölf Satelliten auf jeweils zwei Frequenzen verfolgen (zivile GPS-Empfänger nutzen zwölf Kanäle); grundsätzlich sind auch GNSS-Empfänger mit mehr als der hier angegebenen Anzahl von Kanälen denkbar. Die im Satellitensignal enthaltenen Informationen werden im Receiver ausgelesen. In dem Satellitensignal sind unter anderem die Position des Satelliten und dessen Uhrzeit enthalten. Gleichzeitig findet eine Laufzeitmessung des Satellitensignals im Receiver statt. Die Empfängeruhr ist üblicherweise nicht mit der Zeit des Navigationssatelliten synchronisiert, weswegen die Signallaufzeitmessung multipliziert mit der Lichtgeschwindigkeit (als Ausbreitungsgeschwindigkeit des Satellitensignals) als Pseudoentfernungsmessung bezeichnet wird. Diese gemessenen Pseudoentfernungen werden bei differentiellem GPS, LAAS (engl. Local Area Augmentation System) und GBAS (Ground Based Augmentation System) mit Korrekturen von einer Bodenstation verbessert. Der Empfängeruhrenfehler wird zusammen mit Position und Geschwindigkeit bestimmt. Es werden auch Trägerphasenmessungen und Dopplermessungen gemacht. Die Pseudoentfernungen werden mit dem Korrekturterm korrigiert und auf Fehlerfreiheit (Integrität) überwacht.
Beim GBAS beobachtet eine lokale Bodenstation an einem bestimmten Punkt der Erdoberfläche, z.B. an einem Flughafen, kontinuierlich die Navigationssatelliten und gleicht die mit Hilfe der Navigationssignale bestimmten Positionswerte mit den bekannten Positionswerten der Bodenstation ab. Hierdurch können Korrekturwerte für die Satellitensignale bestimmt werden. Die Korrekturwerte werden über eine Datenverbindung an Luftfahrzeuge übermittelt und dort verarbeitet.
Das hier beschriebene Prinzip sieht vor, dass kein zentraler Multi-Mode-Receiver für den Empfang von Navigationssignalen und Datenkommunikationssignalen genutzt wird. Stattdessen enthält sowohl der GNSS-Empfänger als auch die Datenübertragungseinheit ihren eigenen Receiver. Der Receiver im GNSS- Empfänger und auch in der Datenübertragungseinheit ist bevorzugt so ausgestaltet, dass er verschlüsselte Signale (Navigationssignale bzw. Datenkommunikationssignale) empfangen, entschlüsseln und verarbeiten kann. Für die Positionsbestimmung wird in bereits in dem Luftfahrzeug verbauter verschlüsselter Datenlink, z.B. Link 16, genutzt, der seine eigene Luftschnittstelle und seinen eigenen Receiver hat. Der GNSS-Empfänger enthält bevorzugt einen Receiver mit angeschlossener Anti-Jamming-Antenne. Sowohl der GNSS- Empfänger als auch die Datenübertragungseinheit liefern ihre Ausgabedaten an den Missionscomputer, welcher beispielsweise eine Funktionseinheit als Softwaremodul implementiert, das die Daten von dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit erhält und verarbeitet. Dies stellt eine dezentrale Architektur dar und nutzt die drei Module Missionscomputer, GNSS-Empfänger, und Datenübertragungseinheit, die als eigenständige Module für sich genommen austauschbar sind.
Das hier beschriebene Luftfahrzeug ist so ausgestaltet, dass ein Funktionsmodul auf dem Missionscomputer ausgeführt wird, und dieses Funktionsmodul den vorhandenen GNSS-Empfänger und die Datenübertragungseinheit des Luftfahrzeugs verwendet, um korrigierte Satellitensignale für die Bestimmung des Positionswertes des Luftfahrzeugs zu ermitteln. Um die korrigierten Satellitensignale für die Positionsbestimmung des Luftfahrzeugs zu ermitteln, arbeitet der Missionscomputer mit dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit zusammen. Der GNSS-Empfänger empfängt Satellitensignale und ermittelt basierend hierauf eine Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem Empfänger bzw. dem Luftfahrzeug. Es mag Vorkommen, dass die so ermittelte Signallaufzeit nicht ausreichend genau ist und einer Korrektur bedarf. Diese Korrektur wird vorgenommen, indem auf die ermittelte Signallaufzeit ein Korrekturwert eines Korrekturterms angewandt wird.
Der Korrekturterm enthält insbesondere mehrere Korrekturwerte, wobei jeweils ein Korrekturwert auf die gemessene Signallaufzeit zwischen dem GNSS-Empfänger und einem konkreten Satelliten angewandt wird. Der Korrekturterm enthält einzelne Korrekturwerte, welche jeweils einem Satelliten zugeordnet sind und wovon jeweils ein Korrekturwert auf ein Satellitensignal anzuwenden ist. In anderen Worten dient der Korrekturterm dazu, dass die einzelnen Signallaufzeiten ausgehend von jeweils einem konkreten Satelliten einer Mehrzahl von Satelliten korrigiert werden. Daneben kann der Korrekturterm für jeden Korrekturwert einen Gütefaktor enthalten, welcher die Güte des einzelnen Korrekturwertes anzeigt. Es handelt sich hier also um einen differentiellen Ansatz, demzufolge die Laufzeitmessungen der Signale von mehreren Satelliten (beispielsweise 4 oder mehr) herangezogen und korrigiert werden, wobei der GNSS-Empfänger den eigenen Empfängeruhren-Versatz und weitere Korrekturen, wovon einige beispielsweise auf die Signalübertragung und deren Störung durch die Atmosphäre zurückzuführen sind, vornimmt. Der Korrekturterm enthält entsprechende Werte, um die einzelnen Laufzeitmessungen zu korrigieren.
Neben der reinen Information für die Korrektur der Signallaufzeit können auch Informationen zu der Güte der einzelnen Korrekturwerte übertragen werden. Dazu können in einer Bodenstation mehrere GNSS-Empfänger, z.B. zwei bis vier, angeordnet sein und deren Messungen der Signallaufzeit miteinander verglichen werden. Falls Anomalien auftreten, können diese erkannt und isoliert werden, mit dem Ziel, ein Höchstmaß an Integrität zu erzielen und das Integritätsrisiko einzugrenzen. Daneben können auch Referenzstationsdaten und Anflugdaten von der Bodenstation an das Luftfahrzeug übertragen werden.
Der Korrekturterm wird über eine Datenverbindung an das Luftfahrzeug übertragen, hier also über die Link 16-Schnittstelle. Der Missionscomputer wendet die Korrekturwerte des Korrekturterms auf die Satellitensignale der zugehörigen Satelliten an, so dass die einzelnen Signallaufzeiten korrigiert werden und als Grundlage für die Ermittlung eines korrigierten Positionswertes dienen.
Die hier herangezogenen Signallaufzeiten zwischen einem Satelliten und dem GNSS-Empfänger können insbesondere als Grundlage zum Berechnen einer Entfernung zwischen einem Satelliten und dem GNSS-Empfänger dienen.
Insofern ist die Ermittlung der Signallaufzeit äquivalent zu einer Ermittlung der Entfernung zwischen einem Satelliten und dem GNSS-Empfänger. Der GNSS- Empfänger kann also ausgestaltet sein, die Signallaufzeit und/oder die Entfernung zu einem Satelliten zu ermitteln. Der GNSS-Empfänger und die Link 16-Schnittstelle sind strukturell von dem Missionscomputer, und damit dem darauf implementierten Funktionsmodul, getrennt. Somit sind die in dem Luftfahrzeug verwendeten Komponenten für die Bestimmung der korrigierten Signallaufzeiten modular und einzeln austauschbar, wodurch beispielsweise die Funktion eines Präzisions-Annäherungs- und - Landungssystems (Englisch: precision approach and landing System, PALS) ohne Hardwaremodifikationen an einem Luftfahrzeug implementiert werden kann. Insbesondere gibt es keine enge strukturelle Kopplung zwischen dem Funktionsmodul, dem GNSS-Empfänger und der Link 16-Schnittstelle in einem einzelnen strukturellen Modul, welches nur als Ganzes ausgetauscht werden kann.
Das Luftfahrzeug wie hierin beschrieben verzichtet damit auf einen gesonderten GNSS-Empfänger und eine gesonderte Datenverbindung für die Bestimmung der korrigierten Position des Luftfahrzeugs und verwendet stattdessen den GNSS- Empfänger und die Link 16-Schnittstelle, welche in dem Luftfahrzeug bereits vorhanden sind. Damit wird die Verwendung einer gesonderten Baugruppe für die Bestimmung der korrigierten Signallaufzeiten vermieden, was die Anzahl der in dem Luftfahrzeug verbauten Baugruppen und auch das Gewicht des Luftfahrzeugs reduziert. Die Art und Weise wie der Missionscomputer, der GNSS- Empfänger und die Link 16-Schnittstelle miteinander interagieren, ermöglicht es, jede dieser Komponenten einzeln und unabhängig von den anderen Komponenten zu modifizieren oder gar auszutauschen.
Gemäß einer Ausführungsform ist das Funktionsmodul als Softwaremodul implementiert und ist ausgestaltet, auf dem Missionscomputer ausgeführt zu werden.
Das Funktionsmodul, welches die Satellitensignallaufzeiten von dem GNSS- Empfänger und den Korrekturterm von der Link 16-Schnittstelle erhält und damit zunächst korrigierte Signallaufzeiten und eine korrigierte Position für das Luftfahrzeug ermittelt, wird als Modul auf dem Missionscomputer ausgeführt und nicht auf einer gesonderten und dedizierten Recheneinheit. Wenn das Funktionsmodul angepasst oder verändert werden muss, kann dieser Vorgang mittels einer einfachen Änderung des Funktionsmoduls erfolgen, ohne dass eine Änderung oder ein Austausch von Hardware zwingend nötig ist.
Gemäß einerweiteren Ausführungsform ist der GNSS-Empfänger ausgestaltet, Satellitensignale von einem Satelliten aus einem der folgenden Satellitennavigationssysteme zu empfangen und zu verarbeiten: GPS, Galileo, Glonass, Beidou.
Letztlich ist es für den Missionscomputer und das darauf implementierte Funktionsmodul irrelevant, von welcher Satellitenkonstellation und in welchem Format der GNSS-Empfänger die Satellitensignale erhält, solange die Schnittstelle und das Übergabeformat zwischen dem GNSS-Empfänger und dem Funktionsmodul auf dem Missionscomputer vorgegeben und eingehalten werden. Jedenfalls kann das hier beschriebene Luftfahrzeug nicht nur mit einem bestimmten Satellitennavigationssystem arbeiten, sondern auf Satellitensignale von beliebigen oder verschiedenen Satellitennavigationssystemen zurückgreifen und diese verwenden. Hierfür muss höchstens der GNSS-Empfänger modifiziert oder ausgetauscht werden und die übrigen Komponenten können beibehalten werden.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist der erste Receiver in dem GNSS- Empfänger ausgestaltet, die Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger mittels einer Pseudorange-Messung und optional einer Trägerphasenmessung an den Satellitensignalen zu ermitteln.
Die Pseudorange-Messung und optional die Trägerphasenmessung erfolgt dabei beispielsweise auch in dem ersten Receiver. Diese beiden Messungen ermöglichen es, die Signallaufzeit zwischen einem Satelliten und dem GNSS- Empfänger zu ermitteln. Der Korrekturterm wird insbesondere auf diese beiden Messungen angewandt, um dann korrigierte Pseudoranges/Trägerphasen zu erhalten, welche als Grundlage für das Ermitteln eines korrigierten Positionswertes dienen. Die Trägerphasenmessung ist optional. Wird die Trägerphase eines Satellitensignals gemessen, so wird die gemessene Trägerphase insbesondere dazu verwendet, den Wert der Pseudorange-Messungen zu glätten.
Gemäß einerweiteren Ausführungsform ist der erste Receiver ausgestaltet, verschlüsselte Satellitensignale für die Positionsbestimmung des Luftfahrzeugs zu empfangen und die verschlüsselten Satellitensignale zu entschlüsseln.
Der erste Receiver in dem GNSS-Empfänger kann damit beispielsweise militärisch genutzte Satellitensignale für die Positionsbestimmung empfangen und verarbeiten. Die Verschlüsselung bietet auch einen gewissen Schutz gegen Signalmanipulation und/oder -täuschung, z.B. gegen Jamming und Spoofing.
Gerade weil die Satellitensignale verschlüsselt sind, kann es vorteilhaft sein, dass sich der erste Receiver dezentral in dem GNSS-Empfänger befindet und nicht als zentraler Multi-Mode-Receiver sowohl für Satellitensignale und gegebenenfalls für Datenübertragungssignale implementiert ist. Bevorzugt weist der GNSS- Empfänger seinen eigenen Receiver auf und auch die Datenübertragungseinheit weist ihren eigenen Receiver auf. Somit kann sowohl der GNSS-Empfänger einerseits als auch die Datenübertragungseinheit andererseits die entsprechenden Signale empfangen, entschlüsseln und verarbeiten.
Gemäß einerweiteren Ausführungsform ist das Funktionsmodul des Missionscomputers als Gegenstelle eines bodenbasierten Anflug- und Landesystems ausgestaltet.
Das Luftfahrzeug erhält von einer bodengebundenen Gegenstelle den Korrekturterm, um die von seinem GNSS-Empfänger erhaltenen Satellitensignale bzw. deren Signallaufzeiten zu korrigieren und basierend darauf eine korrigierte Position zu ermitteln bzw. die vormals ermittelte Position bei Bedarf anzupassen. Um also diese Funktion auszuführen, greift das Luftfahrzeug auf Daten zurück, welche es von der bodengebundenen Gegenstelle über die Link 16-Schnittstelle erhält.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist die Datenübertragungseinheit ausgestaltet, flugpfadbezogene Daten für das Luftfahrzeug zu empfangen.
Die Datenübertragungseinheit wird nicht nur dafür verwendet, den Korrekturterm von der bodengebundenen Gegenstelle zu erhalten, sondern wird allgemein dafür verwendet, um Daten an das Luftfahrzeug zu übertragen. Beispielsweise können taktische oder missionsbezogene Daten oder ein Anflugweg über die Datenübertragungseinheit an das Luftfahrzeug übertragen werden. Somit wird der Korrekturterm für das Ermitteln der korrigierten Signallaufzeiten für die Positionsermittlung des Luftfahrzeugs nicht über eine dedizierte Verbindung übertragen, sondern über eine Datenverbindung, über welche auch andere Daten an das Luftfahrzeug übertragen werden. Diese Datenverbindung greift sogar auf die bestehenden physikalischen Schnittstellen (Antennen) zurück und erfordert keine gesonderten physikalischen Schnittstellen für die Übertragung des Korrekturterms.
Zusammengefasst wird also die Aufgabe der Bestimmung von korrigierten Signallaufzeiten von Satellitensignalen, die von dem GNSS-Empfänger in dem Luftfahrzeug empfangen wurden, unter Verwendung von in dem Luftfahrzeug bereits vorhandenen Komponenten wie dem GNSS-Empfänger und der Link 16- Schnittstelle sowie den Missionscomputer verteilt und es wird auf die Verwendung einer eigens für diese Aufgabe vorgesehenen Baugruppe mit eigener Hardware verzichtet.
Gemäß einerweiteren Ausführungsform ist die Datenübertragungseinheit ausgestaltet, Daten an die Gegenstelle und/oder andere Luftfahrzeuge zu übertragen, wobei die an die Gegenstelle übertragenen Daten ein Element oder mehrere Elemente aus der folgenden Gruppe sind: ein von dem Luftfahrzeug ausgewählter Anflugweg; die mittels des Korrekturterms ermittelten korrigierten Signallaufzeiten.
Im Gegensatz zu einer unidirektionalen Datenverbindung, welche lediglich einen Korrekturterm an das Luftfahrzeug überträgt, ermöglicht die Datenübertragungseinheit, beispielsweise in Form einer Link 16-Schnittstelle, eine bidirektionale Kommunikation. Die Bodenstation kann zunächst Anflugwege an das Luftfahrzeug übertragen. In dem Luftfahrzeug wird manuell durch einen Piloten oder autonom ein Anflugweg ausgewählt und der Bodenstation mitgeteilt. Das Luftfahrzeug kann sodann die mittels des Korrekturterms korrigierten Signallaufzeiten und ggf. weitere Daten (Flugwegablagen, Schutzstufen für die Integritätsüberwachung, etc.) an die Bodenstation übertragen, damit die korrigierten Signallaufzeiten einer weiteren Überprüfung in der Bodenstation zugeführt werden können, z.B. mittels eines Integritätsüberwachungsverfahrens. Die Bodenstation oder das Luftfahrzeug kann andere Luftfahrzeuge oder das anfliegende Luftfahrzeug informieren, falls die übertragenen Daten einen sicheren Anflug nicht zulassen.
Insbesondere im Zusammenhang mit unbemannten Luftfahrzeugen ist die bidirektionale Datenverbindung vorteilhaft, weil über den Rückkanal die korrigierte integre Positionslösung an die Bodenstation übertragen werden kann, wo die korrigierte Position überprüft und ggf. bestätigt werden kann. Es ist denkbar, dass ein unbemanntes Luftfahrzeug einen korrigierten Positionswert erst dann für das Anflugmanöver verwenden kann, wenn der korrigierte Positionswert durch die Bodenstation bestätigt wurde.
Die Link 16-Schnittstelle ist also nicht nur dafür vorgesehen, den Korrekturterm von der bodengebundenen Gegenstelle zu empfangen, sondern kann als Sende- Empfänger-Einheit für eine bidirektionale Kommunikation ausgestaltet sein, welche Daten an andere Luftfahrzeuge senden und, zusätzlich zu den von der bodengebundenen Gegenstelle gesendeten Daten, auch von anderen Luftfahrzeugen empfangen kann. Das Luftfahrzeug kann beispielsweise den von der bodengebundenen Gegenstelle empfangenen Korrekturterm auch anderen Luftfahrzeugen zur Verfügung stellen.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist das Luftfahrzeug ein bemanntes oder unbemanntes militärisches Luftfahrzeug.
Die hier beschriebenen funktionalen und strukturellen Prinzipien des Aufbaus des Luftfahrzeugs können in jeglichen militärischen Luftfahrzeugen Verwendung finden, beispielsweise in Hubschraubern, Transportflugzeugen, Kampfflugzeugen oder Drohnen, wobei diese Aufzählung als beispielhaft und nicht einschränkend zu verstehen ist.
Gemäß einem weiteren Aspekt ist eine Bodenanordnung eines bodenbasierten Anflug- und Landesystems angegeben, wobei die Bodenanordnung eine Bodenstation aufweist, und die Bodenstation aufweist: eine Recheneinheit, einen Globales-Navigationssatellitensystem-Empfänger, GNSS-Empfänger, mit einer dritten Luftschnittstelle und einem dritten Receiver, und eine Datenübertragungseinheit mit einer vierten Luftschnittstelle und einem vierten Receiver, wobei die Datenübertragungseinheit ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen. Der dritte Receiver in dem GNSS-Empfänger ist ausgestaltet, Satellitensignale von Satelliten zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswertes der Bodenstation verwendbar sind, wobei der GNSS-Empfänger ausgestaltet ist, die Satellitensignale an die Recheneinheit zu übertragen. Die Recheneinheit ist ausgestaltet, basierend auf den von dem GNSS-Empfänger empfangenen Satellitensignalen und einem bekannten tatsächlichen Positionswert der Bodenstation einen Korrekturterm für die von dem GNSS-Empfänger empfangenen Satellitensignale zu ermitteln, so dass der Korrekturterm nach Anwendung auf die von dem GNSS-Empfänger an die Recheneinheit übertragenen Satellitensignale korrigierte Satellitensignale ergibt, welche dem tatsächlichen Positionswert der Bodenstation entsprechen. Die Datenübertragungseinheit ist ausgestaltet, den Korrekturterm an eine Gegenstelle zu übertragen. Die Recheneinheit ist strukturell von dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit getrennt.
Die Bodenstation ist damit das Gegenstück zu dem Luftfahrzeug. In der Bodenstation wird der Korrekturterm berechnet, indem von dem GNSS-Empfänger der Bodenstation zunächst eine Signallaufzeit der Satellitensignale zu dem GNSS- Empfänger der Bodenstation ermittelt wird. Basierend auf der ermittelten Signallaufzeit wird ein Positionswert ermittelt. Sodann werden ausgehend von dem ermittelten Positionswert und den zunächst erhaltenen Signallaufzeiten korrigierte Signallaufzeiten ermittelt, um zu dem tatsächlichen Positionswert zu gelangen. Die Differenz zwischen den ermittelten Signallaufzeiten und den korrigierten Signallaufzeiten (Soll-Signallaufzeiten) dient als Basis, um den Korrekturterm zu ermitteln. Umgekehrt bedeutet dies, dass der Korrekturterm die ursprünglich ermittelten Signallaufzeiten so korrigiert, dass die korrigierten Signallaufzeiten in einem korrekten Positionswert resultieren. Der tatsächliche Positionswert der Bodenstation oder die erwarteten Signallaufzeiten für die tatsächliche Position kann/können beispielsweise durch einen Bediener der Bodenstation eingegeben werden und basieren auf bekannten Koordinaten eines Referenzobjektes oder Referenzpunktes. Die Bodenstation kann zu diesem Zweck in der Nähe des Referenzobjektes oder Referenzpunktes oder sogar an dem Referenzobjekt bzw. Referenzpunkt aufgebaut werden.
Die Bodenstation zeichnet sich dadurch aus, dass sie eine Datenübertragungseinheit aufweist, mittels welcher der Korrekturterm an ein Luftfahrzeug übertragen wird, welches ausgestaltet ist, Daten zu empfangen und zu verarbeiten.
Die Bodenstation wird bevorzugt in der Nähe eines von dem Luftfahrzeug anzusteuernden Punktes aufgebaut. Wenn es darum geht, dass die Bodenstation den Landeanflug eines Luftfahrzeugs unterstützt, wird die Bodenstation in der Nähe der Landebahn aufgebaut. Die Bodenstation kann aber auch in der Nähe eines von dem Luftfahrzeug anzusteuernden Ortes aufgebaut werden. Allgemein erfahren GNSS-Empfänger, welche in räumlicher Nähe (im Umkreis von einigen Kilometern bis hin zu einigen Zehn km oder gar Hundert km) zueinander stehen, einen ähnlichen oder gar gleichen Fehlerbetrag für die Satellitensignallaufzeiten. Dieses Verhalten wird vorliegend genutzt, indem die Bodenstation in der Nähe des von dem Luftfahrzeug anzusteuernden Punktes aufgebaut wird, weil dann das Luftfahrzeug den gleichen Fehlerbetrag für seine Signallaufzeiten erfährt wie die Bodenstation, wenn sich das Luftfahrzeug der Bodenstation nähert.
Die Bodenstation unterstützt damit ein Luftfahrzeug, seine tatsächliche Position (bzw. die der tatsächlichen Position entsprechenden Signallaufzeiten) mit hoher Genauigkeit zu ermitteln, welche alleine mit Daten eines Navigationssatellitensystems nicht erreichbar wäre. Die Daten des Navigationssatellitensystems und der Korrekturterm von der Bodenstation liefern genaue Informationen zum Ansteuern eines mittels Koordinaten definierten Ortes auch bei schlechter Sicht oder ohne Sicht. Insbesondere bei der Landung müssen Positionswerte für das Luftfahrzeug mit ausreichend hoher Integrität gegeben sein, um ein Luftfahrzeug auch unter Schlechtwetterbedingungen mit eingeschränkter Sicht landen zu können.
Die Bodenstation ist mobil oder verlegbar und kann schnell aufgebaut werden, beispielsweise innerhalb von zwei Stunden bis zur Inbetriebnahme.
In einem bevorzugten Beispiel weist die Bodenanordnung mindestens zwei und höchstens vier GNSS-Empfänger (jeweils mit Luftschnittstelle und Receiver) auf, welche Satellitensignale empfangen und die Pseudoranges zu den jeweiligen Satelliten messen. Die Positionskoordinaten der GNSS-Empfänger, insbesondere der Luftschnittstellen/Antennen werden relativ zu einer Landebahn oder einem anderen Referenzpunkt sehr genau (auf einige Zentimeter, maximal 10 Zentimeter) gemessen.
Gemäß einer Ausführungsform weist die Bodenanordnung weiterhin eine Prüfeinheit auf, wobei die Prüfeinheit eine zweite Recheneinheit, einen zweiten GNSS-Empfänger, und eine zweite Datenübertragungseinheit, welche ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen, aufweist. Die Prüfeinheit ist räumlich beabstandet von der Bodenstation angeordnet. Der zweite GNSS-Empfänger ist ausgestaltet, Satellitensignale von Satelliten zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem zweiten GNSS- Empfänger ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswertes der Prüfeinheit verwendbar sind und wobei der zweite GNSS- Empfänger ausgestaltet ist, die Satellitensignale an die zweite Recheneinheit zu übertragen. Die Bodenstation ist ausgestaltet, den Korrekturterm über die Datenübertragungseinheit an die zweite Datenübertragungseinheit zu übertragen. Die zweite Recheneinheit ist ausgestaltet, basierend auf den von dem zweiten GNSS-Empfänger an die zweite Recheneinheit übertragenen Satellitensignalen und dem Korrekturterm korrigierte Satellitensignale zu ermitteln und die korrigierten Satellitensignale für das Ermitteln eines korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit heranzuziehen, wobei die Bodenanordnung ausgestaltet ist, den korrigierten Positionswert der Prüfeinheit mit einem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit zu vergleichen.
Der Aufbau der Prüfeinheit entspricht hinsichtlich des GNSS-Empfängers, der Datenübertragungseinheit und der Recheneinheit funktional dem Aufbau des Luftfahrzeugs, wobei die Recheneinheit der Prüfeinheit dem Missionscomputer des Luftfahrzeugs entspricht. Die Prüfeinheit stellt damit einen Testkandidaten dar, an welchem die Auswirkungen des übertragenen Korrekturterms auf die von dem zweiten GNSS-Empfänger ermittelten Signallaufzeiten beobachtet werden können. Die Prüfeinheit wendet den Korrekturterm auf die von ihrem GNSS- Empfänger ermittelten Signallaufzeiten an, um basierend auf den korrigierten Signallaufzeiten einen korrigierten Positionswert der Prüfeinheit zu ermitteln. Nur wenn dieser korrigierte Positionswert der Prüfeinheit mit dem tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit übereinstimmt oder höchstens um einen vorgegebenen Schwellenwert davon abweicht, kann davon ausgegangen werden, dass der Korrekturterm auch geeignet ist, für die Ermittlung der korrigierten Signallaufzeiten und des tatsächlichen Positionswertes des Luftfahrzeugs herangezogen zu werden. Stimmt der korrigierte Positionswert der Prüfeinheit nicht mit dem tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit überein oder liegt außerhalb eines von dem Schwellenwert definierten tolerierbaren Bereich, deutet dies auf einen wie auch immer gearteten Fehler hin. Ein solcher Fehler kann sein, dass der Korrekturterm falsch berechnet wurde, dass das Satellitensignal, welches für die Ermittlung des Positionswertes herangezogen wird, nicht korrekt bei dem GNSS-Empfänger angekommen ist oder gestört ist, dass die Bodenstation einen anderweitigen Fehler enthält, oder dass die Kommunikation über die Datenübertragungseinheit gestört ist. Einige dieser Fehler können von elektronischen Störmaßnahmen oder Manipulationen hervorgerufen sein. Die Prüfeinheit ermöglicht es, Auswirkungen dieser Störmaßnahmen oder Manipulationen, oder allgemein Auswirkungen von Störungen, zu erkennen.
Der Vergleich des korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit mit dem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit kann in der Prüfeinheit durch die zweite Recheneinheit oder in der Bodenstation durch deren Recheneinheit erfolgen.
Der bekannte Positionswert der Prüfeinheit kann in der Bodenstation oder der Prüfeinheit hinterlegt sein. Entweder die Prüfeinheit oder die Bodenstation führen dann den Vergleich durch. Wenn die Bodenstation den Vergleich durchführt, dann wird der Positionswert der Prüfeinheit vor dem Vergleich von der Prüfeinheit an die Bodenstation übertragen. Hierfür kann eine gesonderte Datenverbindung (leitungslos oder leitungsgebunden) zwischen Bodenstation und Prüfeinheit angeordnet sein.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist die Bodenanordnung ausgestaltet, bei einer Abweichung des korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit von dem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit ein Alarmsignal zu erzeugen, welches auf einen fehlerhaften korrigierten Positionswert der Prüfeinheit hinweist.
Das Alarmsignal wird typischerweise ausgegeben, wenn die Differenz zwischen dem korrigierten Positionswert der Prüfeinheit und dem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit einen vorgegebenen Schwellenwert überschreitet.
Ein fehlerhafter korrigierter Positionswert der Prüfeinheit kann verschiedene Ursachen haben. Beispielsweise kann der Korrekturterm als solches falsch ermittelt worden sein. Alternativ ist denkbar, dass das Satellitensignal des Navigationssatelliten falsch oder manipuliert ist oder teilweise unterdrückt oder überlagert wurde. Weiterhin ist denkbar, dass die Empfangsqualität eines involvierten GNSS-Empfängers nicht ausreichend ist. Wenn also die Prüfeinheit in der Nähe der Bodenstation oder am Boden im Anflugweg eine Signalstörung (jamming) erkennt oder wenn die Prüfeinheit in der Nähe der Bodenstation oder am Boden im Anflugweg einen Täuschungsversuch (spoofing) erkennt, wird eine Warnung an das Luftfahrzeug übermittelt. Das Luftfahrzeug kann dann den Landeanflug abbrechen oder andere geeignete Maßnahmen ergreifen.
Alarmsignale können aber auch unter anderen Umständen von der Bodenstation an das Luftfahrzeug übertragen werden, nämlich wenn die Prüfeinheit oder die Bodenstation in der Nähe der Bodenstation oder am Boden im Anflugweg eine Anomalie oder ein Hindernis erkennt und der Anflug nicht sicher gestaltet werden kann.
Umgekehrt können Alarmsignale auch von dem Luftfahrzeug ausgehend übertragen werden. Wenn das Luftfahrzeug, z.B. durch an Bord befindliches Bedienpersonal oder mittels Sensorik, Anomalien oder Objekte, wie beispielsweise gegnerische Kräfte, erkennt, kann eine entsprechende Warnmeldung an andere Luftfahrzeuge oder die Bodenstation über einen Rückkanal der Datenübertragungseinheit übertragen werden. Der hier vorgeschlagene Ansatz zum Korrigieren der Position des Luftfahrzeugs kann dann genutzt werden, um den Anflugweg des Luftfahrzeugs zu ändern oder um die Gefahrenzone zu modifizieren.
Wenn die Prüfeinheit fehlerhafte Signallaufzeiten und damit einen fehlerhaften korrigierten Positionswert ermittelt, dann muss damit gerechnet werden, dass ein Luftfahrzeug, welches den Korrekturterm von der Bodenstation erhält, ebenfalls fehlerhafte Signallaufzeiten und einen fehlerhaften korrigierten Positionswert ermittelt, was bei der Landung dazu führen kann, dass das Luftfahrzeug einen vorgesehenen Aufsetzpunkt verfehlt.
Die Bodenanordnung kann weiterhin ausgestaltet sein, dass sie im Falle eines fehlerhaft ermittelten korrigierten Positionswertes das Alarmsignal an andere Luftfahrzeuge in einem vorgegebenen Umkreis sendet und diese über eine möglicherweise vorliegende Störung der Positionsermittlung über Satellitensignale informiert.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist der dritte Receiver in dem GNSS- Empfänger ausgestaltet, die Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger mittels einer Pseudorange-Messung und optional einer Trägerphasenmessung an den Satellitensignalen zu ermitteln. Wie bereits im Zusammenhang mit dem Luftfahrzeug beschrieben dient die Pseudorange-Messung und optional die Trägerphasenmessung dazu, die Signallaufzeit zu ermitteln, wobei die optional gemessene und herangezogenen Trägerphase dazu verwendet wird, die Messung der Pseudoranges zu glätten.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform ist die Bodenanordnung ausgestaltet, die von dem GNSS-Empfänger empfangenen Satellitensignale an die Gegenstelle zu übertragen.
Beispielsweise werden die von dem GNSS-Empfänger in der Bodenstation empfangenen Rohdaten, also die Satellitensignale und die daran gemessenen Daten, wie Pseudorange und Trägerphase, an die Gegenstelle, beispielsweise an ein Luftfahrzeug, zu übertragen. Somit kann eine Integritätsüberwachung der für die Positionsbestimmung verwendeten Daten und Messungen nicht nur in der Bodenstation, sondern auch in der Gegenstelle erfolgen, weil der Gegenstelle die von der Bodenstation empfangenen Daten und die daran vorgenommenen Messungen vorliegen.
Für die Übertragung der Korrekturterme zwischen der Bodenanordnung und der Gegenstelle werden bevorzugt Protokolle aus den Luftfahrtstandards verwendet.
Die Bodenanordnung und das Luftfahrzeug bilden zusammen ein System, welches als bodenbasierendes Unterstützungssystem (Englisch: ground based augmentation System, GBAS) oder als Präzisions-Annäherungs- und -Landungssystem (Englisch: precision approach and landing System, PALS) bezeichnet werden kann. Die GNSS-Empfänger in dem Luftfahrzeug, der Bodenstation und der Prüfeinheit können ausgestaltet sein, unverschlüsselte und frei zugängliche oder verschlüsselte und nicht frei zugängliche Navigationssatellitensignale zu empfangen und für die Bestimmung des Positionswertes heranzuziehen. In dem Luftfahrzeug nutzt ein Funktionsmodul die Navigationssatellitensignale, welche von einem in dem Luftfahrzeug angeordneten GNSS-Empfänger empfangen werden, ohne dass hierfür eine gesonderte physikalische Baugruppe vorgesehen ist. Das Funktionsmodul wird als Software oder Funktion auf dem Missionscomputer des Luftfahrzeugs ausgeführt. Der Korrekturterm wird in dem Luftfahrzeug über eine Datenverbindung empfangen, welche insbesondere den taktischen Datenlink Link 16 verwendet. Die Link 16- Datenverbindung ist eine verschlüsselte militärisch verwendete Datenverbindung und somit weniger störanfällig und weniger anfällig für Angriffsmaßnahmen als beispielsweise eine unverschlüsselte leitungslose Hochfrequenzverbindung.
Kurze Beschreibung der Figuren
Nachfolgend wird anhand der beigefügten Zeichnungen näher auf Ausführungsbeispiele eingegangen. Die Darstellungen sind schematisch und nicht maßstabsgetreu. Gleiche Bezugszeichen beziehen sich auf gleiche oder ähnliche Elemente. Es zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung von Komponenten eines
Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel.
Fig. 2 eine schematische Darstellung von Komponenten einer
Bodenanordnung mit einer Bodenstation und einer Prüfeinheit gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel.
Fig. 3 eine schematische Darstellung einer Bodenstation und eines
Luftfahrzeugs im Anflug auf eine Landebahn gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel.
Detaillierte Beschreibung von Ausführungsbeispielen
Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung der für die vorliegende Beschreibung relevanten Komponenten eines Luftfahrzeugs 100. Das Luftfahrzeug 100 weist einen Missionscomputer 110, einen GNSS-Empfänger 120 und eine Link 16- Schnittstelle 130 auf.
Der GNSS-Empfänger 120 weist eine erste Luftschnittstelle 122 (z.B. eine GPS- Antenne) und einen ersten Receiver 124 auf. Die erste Luftschnittstelle 122 ist ausgestaltet, Navigationssignale von mehreren Satelliten 20 (wovon nur ein einziger dargestellt ist) zu empfangen. Der erste Receiver 124 ist ausgestaltet, basierend auf den empfangenen Navigationssignalen die jeweilige Signallaufzeit zu bestimmen. Der GNSS-Empfänger 120 übergibt die von dem ersten Receiver 124 empfangenen Satellitendaten und die ermittelten und/oder gemessenen Signallaufzeiten (Pseudoranges und ggf. Trägerphasen) an den Missionscomputer 110 weiter, damit der Missionscomputer basierend auf diesen Rohdaten (Pseudoranges und Trägerphasen) und dem Korrekturterm von der Bodenstation den Positionswert und dessen Integrität für das Luftfahrzeug 100 ermittelt.
Die Link 16-Schnittstelle 130 enthält eine zweite Luftschnittstelle 132, typischerweise in Form einer Antenne, und einen zweiten Receiver 134 und ist ausgestaltet, Daten über ein verschlüsseltes bidirektionales Kommunikationsprotokoll, z.B. das Link 16-Protokoll, zu empfangen und/oderzu senden. Über die Link 16-Schnittstelle 130 werden beispielsweise militärische taktische Informationen übermittelt. Vorliegend wird daneben der Korrekturterm zum Anwenden auf die Signallaufzeiten der Satellitensignale übertragen.
In Fig. 1 ist klar zu erkennen, dass sowohl der GNSS-Empfänger 120 als auch die Datenübertragungseinheit 130 eigenständige Module jeweils mit Luftschnittstelle 122, 132 und eigenem Receiver 124, 134 sind. Auf einen Multi-Mode-Receiver kann verzichtet werden. Der GNSS-Empfänger 120 und die Datenübertragungseinheit 130 übergeben die von ihnen ermittelten bzw. empfangenen Daten direkt an den Missionscomputer 110 weiter. Der GNSS- Empfänger 120, der Missionscomputer 110 und die Datenübertragungseinheit 130 sind strukturell voneinander getrennt, d.h. dass diese drei Komponenten in dem Luftfahrzeug gesondert angeordnet und eigenständig austauschbar sind, ohne dass bei einem Austausch oder einer Modifikation einer der drei Komponenten eine andere Komponente strukturell betroffen ist. Gegebenenfalls ist bei einem Austausch einer der Komponenten eine funktionale Anpassung einer anderen Komponente nötig, z.B. des Missionscomputers.
Der Missionscomputer 110 enthält ein Funktionsmodul 115, welches insbesondere als Softwaremodul ausgestaltet ist und von dem Missionscomputer unter Verwendung eines Prozessors und Speicher ausgeführt wird. Das Funktionsmodul 115 implementiert die Funktionen für die Verarbeitung der von dem GNSS- Empfänger 120 gelieferten Signallaufzeiten sowie deren Korrektur unter Rückgriff auf den Korrekturterm.
Die in Fig. 1 gezeigten Komponenten sind modular miteinander verbindbar und stellen keine geschlossene und nur in ihrer Gesamtheit auswechselbare Baugruppe dar. Vielmehr kann das Funktionsmodul 115 mit wechselnden GNSS- Empfängern 120 oder auch mit anderen Datenübertragungsschnittstellen verwendet werden. Ebenso kann das Funktionsmodul 115 angepasst oder ausgewechselt werden, ohne dass dies die anderen Komponenten beeinträchtigt. Insbesondere greift das Funktionsmodul 115 des Missionscomputers 110 auf bereits in dem Luftfahrzeug 100 existente Komponenten wie GNSS-Empfänger 120 und Link 16-Schnittstelle 130 zu.
Fig. 2 zeigt eine schematische Darstellung der Komponenten einer Bodenanordnung, wobei die Bodenanordnung aus einer Bodenstation 200 und einer Prüfeinheit 300 besteht. Die Bodenstation 200 und die Prüfeinheit 300 sind hinsichtlich der hier beschriebenen und verwendeten Komponenten prinzipiell ähnlich aufgebaut wie das Luftfahrzeug 100.
Die Bodenstation 200 weist eine Recheneinheit 210, einen GNSS-Empfänger 220 und eine Datenübertragungseinheit 230 auf. Der GNSS-Empfänger 220 empfängt Satellitensignale und ermittelt die Signallaufzeit, um basierend hierauf die Position oder einen Positionswert der Bodenstation zu bestimmen. Der GNSS-Empfänger 220 ist dabei ähnlich aufgebaut wie der GNSS-Empfänger 120 des Luftfahrzeugs und weist eine dritte Luftschnittstelle 222 und einen dritten Receiver 224 auf, welche ähnlich operieren wie die erste Luftschnittstelle 122 und der erste Receiver 124. Was die Funktion des GNSS-Empfängers 220 angeht, wird auf die Beschreibung des GNSS-Empfängers 120 verwiesen. Die von dem dritten Receiver 224 ausgegebenen Daten werden an die Recheneinheit 210 weitergegeben, wo sie als Positionswert verarbeitet werden. Die Recheneinheit 210 ermittelt einen Korrekturterm basierend auf dem mittels Satellitensignalen und deren Signallaufzeit bestimmten Positionswert und einem tatsächlichen Positionswert der Bodenstation, um einen Fehler in der ermittelten Signallaufzeit zu kompensieren, so dass die kompensierten (oder korrigierten) Signallaufzeiten in der tatsächlichen Position resultieren. Die Recheneinheit 210 steuert die Datenübertragungseinheit 230 so an, dass der Korrekturterm über die Datenübertragungseinheit 230 an eine Gegenstelle, beispielsweise das Luftfahrzeug 100 aus Fig. 1 , übertragen wird, um dort für die Korrektur der an der Gegenstelle ermittelten Signallaufzeiten verwendet zu werden. Die Datenübertragungseinheit 230 weist in diesem Beispiel eine dritte Luftschnittstelle 232 und einen dritten Receiver 224 auf. Die Bodenstation 200 ist damit ebenfalls modular aufgebaut, weil der GNSS-Empfänger 220, die Datenübertragungseinheit 230, und die Recheneinheit 210 für sich genommen eigenständig arbeiten und insbesondere der GNSS-Empfänger 220 und die Datenübertragungseinheit 230 eigenständige Module mit Luftschnittstelle (Antenne) und Receiver sind. Der GNSS-Empfänger 220 und die Datenübertragungseinheit 230 sind beispielsweise für das Empfangen von verschlüsselten GPS-Signalen bzw. Kommunikationssignalen ausgestaltet, wie mit Bezug zu dem Luftfahrzeug in Fig.
1 beschrieben. Die Bodenstation 200 kann beispielsweise in der Nähe einer präparierten oder nicht präparierten Landebahn oder allgemein in der Nähe eines von dem Luftfahrzeug 100 anzusteuernden Ortes aufgebaut werden.
Die Bodenanordnung weist weiterhin eine Prüfeinheit 300 auf, deren funktionaler Aufbau hinsichtlich Recheneinheit 310, GNSS-Empfänger 320 mit fünfter Luftschnittstelle 322 und fünftem Receiver 324, und Datenübertragungseinheit 330 mit sechster Luftschnittstelle 332 und sechstem Receiver 334 dem funktionalen Aufbau des Luftfahrzeugs 100 entspricht. Die Prüfeinheit weist eine zweite Recheneinheit 310, einen zweiten GNSS-Empfänger 320 und eine zweite Datenübertragungseinheit 330 auf. Somit ist die Prüfeinheit 300 ausgestaltet, von der Bodenstation 200 den Korrekturterm zu empfangen und auf die von der Prüfeinheit empfangenen bzw. ermittelten Signallaufzeiten anzuwenden.
In der Prüfeinheit laufen dabei die gleichen Funktionen wie in dem Luftfahrzeug 100 ab: der zweite GNSS-Empfänger 320 empfängt Satellitensignale und bestimmt deren Signallaufzeiten sowie ggf. einen Positionswert für die eigene Position, die zweite Recheneinheit 310 wendet einen Korrekturwert, welcher über die zweite Datenübertragungseinheit 330 empfangen wurde, auf die Signallaufzeiten an, um einen korrigierten Positionswert zu ermitteln.
Es ist jedoch zu beachten, dass der tatsächliche Positionswert der Prüfeinheit 300 bekannt ist. Somit kann der korrigierte Positionswert mit dem tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit 300 verglichen werden, um festzustellen, ob die Ermittlung des korrigierten Positionswertes zu einem sinnvollen Ergebnis (d.h. , dass der korrigierte Positionswert mit dem tatsächlichen Positionswert übereinstimmt oder weniger als einen vorgegebenen Schwellenwert hiervon abweicht) führt.
Die Bodenstation 200 und die Prüfeinheit 300 können zu diesem Zweck mittels einer gesonderten Datenverbindung 250 verbunden sein, wobei die gesonderte Datenverbindung 250 insbesondere eine leitungsgebundene Datenverbindung ist. Die Prüfeinheit 300 empfängt den von der Bodenstation 200 gesendeten Korrekturterm leitungslos über die zweite Datenübertragungseinheit 330. Der korrigierte Positionswert der Prüfeinheit 300 hingegen wird über die Datenverbindung 250 an die Bodenstation 200 übertragen, wo der Abgleich des korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit mit dem tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit verglichen wird. Somit kann unter Rückgriff auf die Prüfeinheit 300 ermittelt werden, ob in dem Systemverbund bestehend aus Bodenstation, Prüfeinheit und Luftfahrzeug ein Fehler in der Positionsbestimmung oder in der Kommunikation vorliegt.
Fig. 3 zeigt einen beispielhaften Anwendungsfall einer Bodenstation 200, welche in der Nähe einer Landebahn 10 aufgebaut und für den Datenaustausch mit einem sich an die Landebahn 10 annähernden Luftfahrzeug 100 vorbereitet ist. Die Bodenstation 200 ist mit dem Boden an einer bekannten Position mit einem vorgegebenen und bekannten Positionswert fixiert und ermittelt einen Korrekturterm für die Signallaufzeiten der Satellitensignale basierend auf den mittels Satellitensignalen bestimmten Signallaufzeiten und erwarteten Soll- Signallaufzeiten, die der bekannten Position entsprechen. Dieser Korrekturterm wird leitungslos an das sich der Landebahn 10 annähernde Luftfahrzeug 100 übertragen und das Luftfahrzeug 100 korrigiert seine basierend auf Satellitensignalen bestimmten Signallaufzeiten mit dem Korrekturterm. Somit erhält das Luftfahrzeug 100 einen sehr genauen korrigierten Positionswert und ein Anflug auf die Landebahn 10 ist auch bei schlechter Sicht oder ohne Sicht möglich.
Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend“ oder „aufweisend“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine“ oder „ein“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.
Bezugszeichenliste
10 Landebahn
20 Satellit
100 Luftfahrzeug
110 Missionscomputer
115 Funktionsmodul
120 GNSS-Empfänger
122 erste Luftschnittstelle
124 erster Receiver
130 Datenübertragungseinheit
132 zweite Luftschnittstelle
134 zweiter Receiver
200 Bodenstation
210 Recheneinheit
220 GNSS-Empfänger
222 dritte Luftschnittstelle
224 dritter Receiver
230 Datenübertragungseinheit
232 vierte Luftschnittstelle
234 vierter Receiver
250 Datenverbindung
300 Prüfeinheit
310 Recheneinheit
320 GNSS-Empfänger
322 fünfte Luftschnittstelle
324 fünfter Receiver
330 Datenübertragungseinheit
332 sechste Luftschnittstelle
334 sechster Receiver

Claims

Patentansprüche
1. Luftfahrzeug (100), aufweisend: einen Missionscomputer (110); einen Globales-Navigationssatellitensystem-Empfänger, GNSS-Empfänger, (120) mit einer ersten Luftschnittstelle (122) und einem ersten Receiver (124); eine Datenübertragungseinheit (130) mit einer zweiten Luftschnittstelle (132) und einem zweiten Receiver (134), wobei die Datenübertragungseinheit (130) ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen; wobei der erste Receiver (124) in dem GNSS-Empfänger (120) ausgestaltet ist, Satellitensignale von Satelliten (20) zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger (120) ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswerts des Luftfahrzeugs verwendbar sind; wobei der GNSS-Empfänger (120) ausgestaltet ist, die ermittelte Signallaufzeit zu dem jeweiligen Satelliten an den Missionscomputer (110) zu übertragen; wobei die Datenübertragungseinheit (130) ausgestaltet ist, einen Korrekturterm zum Anwenden auf die von dem GNSS-Empfänger (120) empfangenen Satellitensignale von einer Gegenstelle zu empfangen und an den Missionscomputer (110) zu übertragen; wobei der Missionscomputer (110) ein Funktionsmodul (115) implementiert, welches ausgestaltet ist, basierend auf den von dem GNSS-Empfänger (120) an den Missionscomputer (110) übertragenen Satellitensignalen und dem Korrekturterm korrigierte Satellitensignale zu ermitteln und die korrigierten Satellitensignale für das Ermitteln eines Positionswertes des Luftfahrzeugs heranzuziehen; wobei der GNSS-Empfänger (120) ausgestaltet ist, für die Navigation in dem Luftfahrzeug verwendet zu werden; wobei die Datenübertragungseinheit (130) ausgestaltet ist, Daten zwischen dem Luftfahrzeug und der Gegenstelle zu übertragen; und wobei das Funktionsmodul in dem Missionscomputer strukturell von dem GNSS-Empfänger und der Datenübertragungseinheit getrennt ist.
2. Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 1 , wobei das Funktionsmodul (115) als Softwaremodul implementiert ist und ausgestaltet ist, auf dem Missionscomputer ausgeführt zu werden.
3. Luftfahrzeug (100) nach Anspruch 1 oder 2, wobei der GNSS-Empfänger (120) ausgestaltet ist, Satellitensignale von einem Satelliten aus einem der folgenden Satellitennavigationssysteme zu empfangen und zu verarbeiten: GPS, Galileo, Glonass, Beidou.
4. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei der erste Receiver (124) in dem GNSS-Empfänger (120) ausgestaltet ist, die Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS- Empfänger (120) mittels einer Pseudorange-Messung und optional einer Trägerphasenmessung an den Satellitensignalen zu ermitteln.
5. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei der erste Receiver (124) ausgestaltet ist, verschlüsselte
Satellitensignale für die Positionsbestimmung des Luftfahrzeugs zu empfangen und die verschlüsselten Satellitensignale zu entschlüsseln.
6. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei das Funktionsmodul (115) des Missionscomputers als Gegenstelle eines bodenbasierten Anflug- und Landesystems ausgestaltet ist.
7. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei die Datenübertragungseinheit (130) ausgestaltet ist, flugpfadbezogene Daten für das Luftfahrzeug zu empfangen. 8. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei die Datenübertragungseinheit (130) ausgestaltet ist, Daten an die
Gegenstelle und/oder an andere Luftfahrzeuge zu übertragen; wobei die an die Gegenstelle übertragenen Daten ein Element oder mehrere Elemente aus der folgenden Gruppe sind: ein von dem Luftfahrzeug ausgewählter Anflugweg; die mittels des Korrekturterms ermittelten korrigierten Signallaufzeiten.
9. Luftfahrzeug (100) nach einem der voranstehenden Ansprüche, wobei das Luftfahrzeug (100) ein bemanntes oder unbemanntes militärisches Luftfahrzeug ist.
10. Bodenanordnung eines bodenbasierten Anflug- und Landesystems, wobei die Bodenanordnung eine Bodenstation (200) aufweist und die Bodenstation (200) aufweist: eine Recheneinheit (210); einen Globales-Navigationssatellitensystem-Empfänger, GNSS-Empfänger, (220) mit einer dritten Luftschnittstelle (222) und einem dritten Receiver (224); eine Datenübertragungseinheit (230) mit einer vierten Luftschnittstelle (132) und einem vierten Receiver (234), wobei die Datenübertragungseinheit (230) ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen; wobei der dritte Receiver (224) in dem GNSS-Empfänger (220) ausgestaltet ist, Satellitensignale von Satelliten (20) zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS-Empfänger (220) ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswertes der Bodenstation verwendbar sind; wobei der GNSS-Empfänger (220) ausgestaltet ist, die Satellitensignale an die Recheneinheit (210) zu übertragen; wobei die Recheneinheit (210) ausgestaltet ist, basierend auf den von dem GNSS-Empfänger (220) empfangenen Satellitensignalen und einem bekannten tatsächlichen Positionswert der Bodenstation einen Korrekturterm für die von dem GNSS-Empfänger (220) empfangenen Satellitensignale zu ermitteln, so dass der Korrekturterm nach Anwendung auf die von dem GNSS-Empfänger (220) an die Recheneinheit (210) übertragenen Satellitensignale korrigierte Satellitensignale ergibt, welche dem tatsächlichen Positionswert der Bodenstation entsprechen; wobei die Datenübertragungseinheit (230) ausgestaltet ist, den Korrekturterm an eine Gegenstelle zu übertragen; und wobei die Recheneinheit (210) strukturell von dem GNSS-Empfänger (220) und der Datenübertragungseinheit (230) getrennt ist.
11. Bodenanordnung nach Anspruch 10, weiterhin aufweisend: eine Prüfeinheit (300) mit einer zweiten Recheneinheit (310), einem zweiten GNSS-Empfänger (320), und einer zweiten Datenübertragungseinheit (330), welche ausgestaltet ist, Daten über einen verschlüsselten, bidirektionalen Kommunikationspfad zu empfangen; wobei die Prüfeinheit (300) räumlich beabstandet von der Bodenstation (200) angeordnet ist; wobei der zweite GNSS-Empfänger (320) ausgestaltet ist, Satellitensignale von Satelliten (20) zu empfangen, welche das Ermitteln einer Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem zweiten GNSS-Empfänger (320) ermöglichen, wobei die Satellitensignale für das Bestimmen eines Positionswertes der Prüfeinheit verwendbar sind; wobei der zweite GNSS-Empfänger (320) ausgestaltet ist, die Satellitensignale an die zweite Recheneinheit (310) zu übertragen; wobei die Bodenstation (200) ausgestaltet ist, den Korrekturterm über die Datenübertragungseinheit (230) an die zweite Datenübertragungseinheit (330) zu übertragen; wobei die zweite Recheneinheit (310) ausgestaltet ist, basierend auf den von dem zweiten GNSS-Empfänger (320) an die zweite Recheneinheit (310) übertragenen Satellitensignalen und dem Korrekturterm korrigierte Satellitensignale zu ermitteln und die korrigierten Satellitensignale für das Ermitteln eines korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit heranzuziehen; wobei die Bodenanordnung ausgestaltet ist, den korrigierten Positionswert der Prüfeinheit (300) mit einem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit (300) zu vergleichen.
12. Bodenanordnung nach Anspruch 11 , wobei die Bodenanordnung ausgestaltet ist, bei einer Abweichung des korrigierten Positionswertes der Prüfeinheit von dem bekannten tatsächlichen Positionswert der Prüfeinheit ein Alarmsignal zu erzeugen, welches auf einen fehlerhaften korrigierten Positionswert der Prüfeinheit hinweist.
13. Bodenanordnung nach einem der Ansprüche 10 bis 12, wobei der dritte Receiver (224) in dem GNSS-Empfänger (220) ausgestaltet ist, die Signallaufzeit zwischen einem jeweiligen Satelliten und dem GNSS- Empfänger (220) mittels einer Pseudorange-Messung und optional einer Trägerphasenmessung an den Satellitensignalen zu ermitteln.
14. Bodenanordnung nach einem der Ansprüche 10 bis 13, wobei die Bodenanordnung ausgestaltet ist, die von dem GNSS-Empfänger
(220) empfangenen Satellitensignale an die Gegenstelle zu übertragen.
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