RU2331901C1

RU2331901C1 - Method of aircrafts landing using satellite navigation system and satellite-based landing systems

Info

Publication number: RU2331901C1
Application number: RU2007128023/09A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Бабуров (RU); Владимир Иванович Бабуров; Юрий Генрихович Волчок (RU); Юрий Генрихович Волчок; Теодор Борисович Гальперин (RU); Теодор Борисович Гальперин; Сергей Васильевич Губкин (RU); Сергей Васильевич Губкин; Николай Николаевич Долженков (RU); Николай Николаевич Долженков; Олег Иванович Завалишин (RU); Олег Иванович Завалишин; Евгений Брониславович Купчинский (RU); Евгений Брониславович Купчинский; Валерий Яковлевич Кушельман (RU); Валерий Яковлевич Кушельман; Олег Иванович Саута (RU); Олег Иванович Саута; Алексей Иванович Соколов (RU); Алексей Иванович Соколов
Original assignee: ЗАО "ВНИИРА-Навигатор"
Priority date: 2007-07-17
Filing date: 2007-07-17
Publication date: 2008-08-20
Also published as: WO2009011611A8; WO2009011611A1

Abstract

FIELD: electricity.

SUBSTANCE: invention may be used for aircrafts landing. Therefore, in the proposed invention, additional tolerances are taken into account to be introduced by satellite signal re-reflections. Also, aircraft landing system is added with the dispersion calculator for current ground multi-path effect error, dispersion calculator for ground receiver noise error, diagram shaper for volume distribution and database of forecasted multi-path effect error dispersion, comparator, identifier of maximum multi-path effect error dispersion, mean square value calculator for ground pseudorange error, volume distribution database for forecasted on-board multi-path effect error, aircraft orientation identifier, dispersion calculator for on-board multi-path effect error dispersion, dispersion calculator for on-board receiver noise error, dispersion summation unit for pseudorange, on-board database of permissible errors for coordinates identification and calculator of coordinates identification reliability, which are interconnected in a definite way.

EFFECT: improvement of coordinate calculation accuracy for aircrafts and identification reliability.

3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов с использованием искусственных спутников земли и может быть использовано при осуществлении посадки летательных аппаратов (ЛА).The invention relates to the field of navigation of aircraft using artificial earth satellites and can be used in the landing of aircraft (LA).

Известны способы посадки ЛА, позволяющие определять координаты ЛА при посадке с использованием спутниковой навигационной системы, в которых прием сигналов спутников осуществляется на земле локальной контрольно-корректирующей станцией (ЛККС) с известными координатами, вычисляющей дифференциальные поправки к определяемым на борту ЛА по сигналам спутников значениям псевдодальности и соответственно значениям координат ЛА [1, 2].Known aircraft landing methods that allow you to determine the coordinates of an aircraft during landing using a satellite navigation system, in which satellite signals are received on the ground by a local control and correction station (LCC) with known coordinates, which computes differential corrections to pseudorange values determined on board an aircraft from satellite signals and accordingly the values of the coordinates of the aircraft [1, 2].

Общим недостатком известных способов посадки является погрешность в определении координат ЛА вследствие неучета наземной и бортовой ошибок многолучевости, возникающих на земле при отражении спутниковых сигналов от рельефа и окружающих объектов, а на борту при отражении спутниковых сигналов от конструктивных элементов ЛА (фюзеляжа, крыльев и закрылков самолетов и т.д.).A common drawback of the known landing methods is the error in determining the coordinates of the aircraft due to the neglect of ground and airborne multipath errors that occur on the ground when satellite signals are reflected from the terrain and surrounding objects, and on board when satellite signals are reflected from aircraft structural elements (fuselage, wings and flaps of aircraft etc.).

В то же время о необходимости учета ошибок многолучевости и на ЛККС, и на борту ЛА указывается в ряде международных документов [3, 4], однако в них не предлагается конкретного способа определения ошибки многолучевости на ЛККС, а учет ошибок многолучевости на борту предлагается проводить по способу, в котором ошибка многолучевости заведомо значительно выше реальной. В этих документах также указывается на необходимость оценки целостности системы посадки - достоверности (малой вероятности потери необходимой точности) определения координат ЛА. Для контроля достоверности необходимо иметь информацию о дисперсиях ошибок измерения псевдодальностей, основными составляющими которых являются ошибки многолучевости и шумовые ошибки.At the same time, the need to account for multipath errors both on the LCC and on board the aircraft is indicated in a number of international documents [3, 4], however, they do not propose a specific method for determining the multipath error on the LCC, and it is proposed to record the multipath errors on board by a method in which the multipath error is obviously much higher than the real one. These documents also indicate the need to assess the integrity of the landing system - the reliability (low probability of losing the necessary accuracy) of determining the coordinates of the aircraft. For reliability control, it is necessary to have information about the variances of the errors of measuring pseudorange, the main components of which are multipath errors and noise errors.

Известен ряд работ [5-7], в которых предлагаются различные способы определения ошибки многолучевости, фиксируемой наземным приемником (ЛККС), где вычисляется зеркальная компонента наземной ошибки многолучевости, возникающая вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов.A number of works are known [5–7], which offer various methods for determining the multipath error detected by a ground-based receiver (LCC), where the mirror component of the ground multipath error is calculated, which arises as a result of mirror reflection of satellite signals from the topography and surrounding objects.

В то же время предлагаемые в [5, 6] способы определения зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости не позволяют достичь необходимой точности оценки ошибки.At the same time, the methods proposed in [5, 6] for determining the mirror component of the ground multipath error do not allow achieving the necessary accuracy of the error estimate.

В способе определения ошибки многолучевости [5] используется корреляция эффектов многолучевости в измерениях псевдодальности и отношения сигнал/шум наземного приемника, при этом ошибки многолучевости оцениваются по текущим измерениям. Однако применить этот способ в системе посадки ЛА невозможно в связи с тем, что он предназначен для определения составляющих ошибки многолучевости с интервалом корреляции единицы-десятки секунд, а в соответствии с требованиями авиационных стандартов для аппаратуры посадки ЛА [3] необходимо определение составляющих ошибки многолучевости с интервалом корреляции более 100 секунд.The method for determining the multipath error [5] uses the correlation of the multipath effects in the measurements of the pseudorange and the signal-to-noise ratio of the ground-based receiver, while the multipath errors are estimated from the current measurements. However, it is impossible to apply this method in an aircraft landing system due to the fact that it is designed to determine the multipath error components with a correlation interval of a few tens of seconds, and in accordance with the requirements of aviation standards for aircraft landing equipment [3], it is necessary to determine the multipath error components with correlation interval of more than 100 seconds.

Наиболее результативным для этой цели является способ [6, 7], в котором ошибка многолучевости также формируется по текущим измерениям псевдодальности и отношения сигнал/шум наземного приемника. Кроме того, в [6] предлагается методика оценки достоверности определения координат ЛА. Однако этот способ не дает точных результатов и может приводить к заниженным значениям ошибки многолучевости, так как формируемые в этом способе с помощью полосовых фильтров разности кодовых и фазовых измерений псевдодальностей включают в себя, помимо ошибки многолучевости, удвоенную ионосферную задержку радиосигнала, которая меняется во времени и неэффективно фильтруется, искажая оценку ошибки многолучевости.The most effective for this purpose is the method [6, 7], in which the multipath error is also generated from current measurements of the pseudorange and signal-to-noise ratio of the ground receiver. In addition, in [6], a technique is proposed for assessing the reliability of determining the coordinates of an aircraft. However, this method does not give accurate results and can lead to underestimated multipath errors, since the differences in the code and phase measurements of pseudorange generated by the bandpass filters in this method include, in addition to the multipath error, twice the ionospheric delay of the radio signal, which varies over time and inefficiently filtered, distorting the multipath error estimate.

Необходимо отметить, что все рассмотренные способы [5-7] неприменимы для оценки ошибок многолучевости на борту из-за быстрого изменения угловой ориентации спутников при маневрировании ЛА.It should be noted that all the considered methods [5–7] are not applicable for estimating multipath errors on board due to the rapid change in the angular orientation of satellites during maneuvering of aircraft.

Наиболее распространенный способ посадки, реализуемый в международной системе посадки [3] и защищенный патентом фирмы Honewell [8], является прототипом заявляемого изобретения.The most common landing method implemented in the international landing system [3] and protected by the patent of Honewell [8] is a prototype of the claimed invention.

Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы по патенту [8] состоит в том, что определяют текущие координаты летательного аппарата по ориентации относительно нескольких спутников с известными координатами, для чего производят прием сигналов спутников с помощью бортового приемника, определяя псевдодальности, одновременно производят прием сигналов спутников на локальной контрольно-корректирующей станции с известным местоположением с помощью наземного приемника, вычисляют дифференциальные поправки псевдодальностей, транслируют их и координаты заданной глиссады на борт летательного аппарата через линию передачи данных, а на борту производят прием и обработку упомянутых дифференциальных поправок, на основе которых корректируют значения псевдодальностей и формируют отклонение текущих координат летательного аппарата от заданной глиссады.The method of landing aircraft using the satellite navigation system according to the patent [8] consists in determining the current coordinates of the aircraft according to the orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining pseudorange, simultaneously receiving satellite signals at a local control station with a known location using a ground-based receiver, differential pseudo-range corrections, translate them and the coordinates of the given glide path to the aircraft through the data line, and on board carry out the mentioned differential corrections, on the basis of which the pseudo-range values are adjusted and the current coordinates of the aircraft deviate from the given glide path.

На основе данного способа функционирует устройство-прототип [8], представляющее собой систему посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы, которая содержит N спутников с известными координатами, наземную аппаратуру, включающую локальную контрольно-корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником, входом сопряженным с наземной антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок, на второй вход которого поступает информация о координатах места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных, бортовую аппаратуру, включающую бортовой приемник, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных, второй выход которой соединен с первым входом вычислителя отклонений ЛА от заданной глиссады, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат, а выход которого является информационным выходом отклонений от заданной глиссады.Based on this method, a prototype device [8] is functioning, which is an aircraft landing system using a satellite navigation system that contains N satellites with known coordinates, ground equipment, including a local control and correction station with at least one receiver with an input paired with a ground-based antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the ground-based transmitter of differential corrections, the second input of which receives information the location coordinates of the local control and correction station, the output of which is connected to the first input of the transmitter of the data line, the second input of which is connected to the output of the ground database, the on-board equipment, including the on-board receiver, the input paired with the on-board antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the on-board computer of the current coordinates, the second input of which is connected to the first output of the receiver of the data line, the second output of which is connected to the first input of the computer from aircraft deviations from the given glide path, the second input of which is connected to the output of the on-board computer of the current coordinates, and the output of which is the information output of deviations from the given glide path.

Недостатком способа-прототипа и устройства-прототипа является неучет погрешностей псевдодальностей, вносимых как наземной, так и бортовой ошибками многолучевости.The disadvantage of the prototype method and the prototype device is the neglect of pseudorange errors introduced by both ground and airborne multipath errors.

Кроме того, не производится оценка достоверности определения координат ЛА.In addition, the reliability of determining the coordinates of the aircraft is not evaluated.

Задачей заявляемых способа и системы посадки ЛА с использованием спутниковой навигационной системы является повышение точности вычисления координат ЛА и достоверности их определения благодаря более точному и надежному измерению величин наземной и бортовой ошибок многолучевости.The objective of the proposed method and system for landing an aircraft using a satellite navigation system is to increase the accuracy of calculating the coordinates of the aircraft and the reliability of their determination due to more accurate and reliable measurement of ground and airborne multipath errors.

Поставленная задача решается следующим образом.The problem is solved as follows.

Предлагается способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы, состоящий в том, что определяют текущие координаты летательного аппарата по ориентации относительно нескольких спутников с известными координатами, для чего производят прием сигналов спутников с помощью бортового приемника, определяя псевдодальности, одновременно производят прием сигналов спутников на локальной контрольно-корректирующей станции с известным местоположением с помощью наземного приемника, вычисляют дифференциальные поправки псевдодальностей, транслируют их и координаты заданной глиссады на борт летательного аппарата через линию передачи данных, а на борту производят прием и обработку упомянутых дифференциальных поправок, на основе которых корректируют значения псевдодальностей и формируют отклонение текущих координат летательного аппарата от заданной глиссады, при этом на локальной контрольно-корректирующей станции предварительно формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов, вводят упомянутую диаграмму в наземную базу данных, непрерывно по наземной базе данных определяют прогнозируемое значение дисперсии наземной ошибки многолучевости для каждого спутника в соответствии с его текущими относительными угловыми координатами, одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки наземного приемника, вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий наземной ошибки многолучевости и шумовой ошибки наземного приемника, непрерывно определяют мгновенное значение зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости, используя кодовые и фазовые измерения псевдодальности наземным приемником и измерение отношения сигнал/шум наземного приемника, на основе упомянутого мгновенного значения вычисляют текущее значение дисперсии наземной ошибки многолучевости, производят для каждого спутника сравнение текущего значения дисперсии наземной ошибки многолучевости с прогнозируемым значением данной дисперсии, содержащимся в наземной базе данных, выбирают максимальное из сравниваемых значений дисперсии, при этом по максимальному значению дисперсии наземной ошибки многолучевости и одновременно вычисляемому значению дисперсии шумовой ошибки наземного приемника вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий наземной ошибки многолучевости и шумовой ошибки наземного приемника, вычисляют для каждого спутника среднеквадратическое значение дисперсии наземной ошибки псевдодальности и транслируют его через линию передачи данных в общем пакете информации с дифференциальными поправками псевдодальностей и координатами заданной глиссады, одновременно корректируют упомянутую наземную диаграмму по непрерывно определяемому текущему значению дисперсии зеркальной компоненты наземной ошибки многолучевости для каждого спутника, а на борту предварительно формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от элементов конструкции корпуса данного типа летательного аппарата, вводят упомянутую диаграмму в бортовую базу данных, непрерывно по бортовой базе данных определяют дисперсию бортовой ошибки многолучевости с учетом угловой ориентации летательного аппарата относительно текущего положения каждого спутника, одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки бортового приемника, далее определяют дисперсию бортовой ошибки псевдодальности в виде суммы дисперсий бортовой ошибки многолучевости и дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, определяют дисперсию суммарной ошибки псевдодальности как сумму дисперсий наземной и бортовой ошибок псевдодальности для каждого спутника, а затем дисперсии суммарных ошибок псевдодальностей всех спутников используют для вычисления уточненных координат летательного аппарата и достоверности их определения.A method for landing aircraft using a satellite navigation system is proposed, which consists in determining the current coordinates of the aircraft according to the orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining pseudorange, and simultaneously receive satellite signals at local control station with a known location using a ground-based receiver, calculate the differential pseudorange corrections, translate them and the coordinates of the given glide path to the aircraft through the data line, and on board carry out the mentioned differential corrections, based on which the pseudo range values are adjusted and the current coordinates of the aircraft deviate from the given glide path, while the local control and correction station pre-form the volumetric distribution diagram of the predicted variance of the ground multipath error, which reflects due to the mirror reflection of satellite signals from the terrain and surrounding objects, the above diagram is introduced into the ground-based database, the predicted value of the ground-based multipath error dispersion for each satellite is continuously determined from the ground-based database in accordance with its current relative angular coordinates, and the ground-based noise error dispersion is determined receiver, calculate the variance of the ground pseudorange error in the form of the sum of the variances of the ground multipath error and the noise error ground receiver errors, continuously determine the instantaneous value of the mirror component of the ground multipath error, using code and phase measurements of the pseudorange of the ground receiver and measure the signal-to-noise ratio of the ground receiver, based on the instantaneous value, calculate the current dispersion of the ground multipath error, compute the current for each satellite dispersion values of the ground multipath error with the predicted value of this dispersion contained in the ground database, select the maximum of the compared dispersion values, while the maximum dispersion of the ground multipath error and the simultaneously calculated value of the dispersion of the noise error of the ground receiver calculate the variance of the ground pseudorange error as the sum of the variances of the ground multipath error and the noise of the ground receiver, calculate for each satellite rms value of the variance of the ground pseudorange error and translate it through the data line in general information network with differential pseudorange corrections and coordinates of the given glide path, simultaneously correct the above-mentioned ground diagram by continuously determining the current dispersion value of the mirror component of the ground multipath error for each satellite, and on board the volume distribution diagram of the predicted variance of the onboard multipath error resulting from mirror reflection of signals satellites from structural elements of the case of this type of flying of the aircraft, the aforementioned diagram is introduced into the airborne database, the variance of the airborne multipath error is continuously determined from the airborne database taking into account the angular orientation of the aircraft relative to the current position of each satellite, the variance of the noise error of the airborne receiver is then determined, then the variance of the airborne pseudorange error is determined as the sum variances of the airborne multipath error and variances of the noise error of the airborne receiver, determine the variance of the total pseudode error As the sum of the variances of ground and airborne pseudorange errors for each satellite, and then the variances of the total pseudorange errors of all satellites are used to calculate the corrected coordinates of the aircraft and the reliability of their determination.

Предлагается также непрерывно синхронно с определением дисперсии наземной ошибки многолучевости в наземную базу данных вводить информацию об изменениях окружающей метеообстановки, на основе которой производят корректировку диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости и используют для определения дисперсии наземной ошибки многолучевости откорректированную с учетом изменения метеообстановки упомянутую диаграмму.It is also proposed that, simultaneously with the determination of the dispersion of the ground multipath error, the information on changes in the surrounding meteorological conditions be entered into the ground database on the basis of which the volumetric distribution diagram of the predicted dispersion of the ground multipath error is made and the above diagram corrected taking into account the change in the meteorological conditions is used to determine the dispersion of the ground multipath error.

Так же предлагается в ЛККС использовать в общем случае М наземных приемников, для каждого из которых формируют диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, возникающей вследствие зеркального отражения сигналов спутников от рельефа и окружающих объектов, вводят М упомянутых диаграмм объемного распределения в наземную базу данных и по этой базе данных определяют значение прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости для каждого наземного приемника, а среднеквадратическое значение наземной ошибки псевдодальности вычисляют как корень квадратный из суммы дисперсий наземных ошибок псевдодальности наземных приемников, деленный на число приемников М.It is also proposed in the LCC to use in the general case M terrestrial receivers, for each of which a diagram of the volume distribution of the predicted variance of the ground multipath error due to mirror reflection of satellite signals from the topography and surrounding objects is formed, M of the above-mentioned volume distribution diagrams are introduced into the ground database and this database determines the value of the predicted variance of the ground multipath error for each ground receiver, and the mean square The ground pseudorange error is calculated as the square root of the sum of the variances of ground pseudorange ground error variances of ground receivers divided by the number of receivers M.

Предлагается система посадки летательных аппаратов, реализующая данный способ посадки.An aircraft landing system is proposed that implements this landing method.

Предлагаемая система посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы содержит N спутников с известными координатами, наземную аппаратуру, включающую локальную контрольно-корректирующую станцию с по крайней мере одним приемником, входом сопряженным с наземной антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок, на второй вход которого поступает информация о координатах места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных, бортовую аппаратуру, включающую бортовой приемник, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных, второй выход которой соединен с первым входом вычислителя отклонений от заданной глиссады, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат, а выход которого является информационным выходом отклонений от заданной глиссады, при этом в наземную аппаратуру введены вычислитель дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости, вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, формирователь диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, база данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, компаратор, определитель максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости, вычислитель среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности, а в бортовую аппаратуру введены база данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости, определитель ориентации летательного аппарата, вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости, вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, вычислитель дисперсии бортовой ошибки псевдодальности, вычислитель дисперсии суммарной ошибки псевдодальности, бортовая база допустимой погрешности определения координат и вычислитель достоверности определения координат, при этом первый и второй дополнительные выходы наземного приемника соединены соответственно с входом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости и входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, выход формирователя диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости соединен с первым входом базы данных упомянутой диаграммы прогнозируемой наземной ошибки многолучевости, на второй вход которой поступает сигнал текущего времени, выход которой соединен с первым входом компаратора, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости, а выход компаратора соединен с входом определителя максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости, выход которого соединен с первым входом вычислителя среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника, а выход которого соединен с третьим входом передатчика линии передачи данных, при этом выход вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости дополнительно соединен с корректирующим входом базы данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости, выход базы данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом определителя угловой ориентации летательного аппарата и первым дополнительным выходом бортового приемника, второй дополнительный выход которого соединен с входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки бортового приемника, выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки псевдодальности, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости, а выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности, второй вход которого соединен с вторым выходом приемника линии передачи данных, первый выход вычислителя дисперсии суммарной ошибки псевдодальности соединен с дополнительным входом бортового вычислителя текущих координат, второй его выход соединен с первым входом вычислителя достоверности определения координат, второй вход которого соединен с выходом бортовой базы допустимой погрешности определения координат, а выход вычислителя достоверности определения координат является информационным выходом о превышении допустимой погрешности определения координат в системе посадки.The proposed aircraft landing system using a satellite navigation system contains N satellites with known coordinates, ground equipment, including a local control and correction station with at least one receiver, an input paired with a ground-based antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of a ground differential computer amendments, the second input of which receives information about the location coordinates of the local control and correction station, the output of which connected to the first input of the transmitter of the data line, the second input of which is connected to the output of the ground database, the on-board equipment including the on-board receiver, the input paired with the on-board antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the on-board computer of current coordinates, the second input of which is connected with the first output of the receiver of the data line, the second output of which is connected to the first input of the calculator of deviations from the given glide path, the second input of which is connected to the output of the onboard calculator of the current coordinates, and the output of which is the information output of deviations from the given glide path, while the terrestrial multipath error dispersion calculator, the terrestrial receiver noise error dispersion calculator, the volume distribution diagram of the predicted multipath ground error dispersion, the database of the predicted ground dispersion are introduced into the ground equipment multipath errors, comparator, determinant of the maximum dispersion value of the ground multipath error spacers, a calculator of the root mean square value of the ground pseudorange error, and a database of the volumetric distribution of the predicted variance of the airborne multipath error, an aircraft orientation determinant, an onboard multipath error dispersion calculator, an onboard receiver noise variance calculator, an onboard pseudorange dispersion variance calculator, total pseudorange error, on-board base of the permissible error in determining the co the coordinate and the accuracy of the coordinate determination, the first and second additional outputs of the ground receiver are connected respectively to the input of the variance calculator of the current terrestrial multipath error and the input of the terrestrial receiver noise variance variance calculator, the output of the volumetric distribution diagram of the predicted variance of the multipath ground error is connected to the first base input data of the mentioned diagram of the predicted ground multipath error, to the second input of which there is a current time signal whose output is connected to the first input of the comparator, the second input of which is connected to the output of the dispersion calculator of the current terrestrial multipath error, and the comparator output is connected to the input of the determinant of the maximum dispersion of the ground multipath error, the output of which is connected to the first input of the terrestrial rms calculator pseudorange errors, the second input of which is connected to the output of the dispersion calculator of the noise error of the ground receiver, and the output of which is connected is connected to the third input of the data line transmitter, while the output of the dispersion calculator of the current ground multipath error is additionally connected to the correcting database input of the predicted dispersion of the ground multipath error, the output of the volume distribution database of the predicted dispersion of the multipath error is connected to the first input of the multipath onboard multipath error dispersion calculator , the second and third inputs of which are connected respectively with the output of the determinant of the angular orientation of the pilot second apparatus and the first additional output of the on-board receiver, the second additional output of which is connected to the input of the noise error dispersion calculator on-board receiver, the output of which is connected to the first input of the on-board pseudorange error dispersion calculator, the second input of which is connected to the output of the onboard multipath error dispersion calculator, and the output of which connected to the first input of the dispersion calculator of the total pseudorange error, the second input of which is connected to the second output of the line receiver before As data is received, the first output of the variance calculator of the total pseudorange error is connected to the auxiliary input of the on-board current coordinate calculator, its second output is connected to the first input of the position accuracy calculator, the second input of which is connected to the output of the base of the permissible coordinate determination error, and the output of the coordinate determination reliability calculator It is an informational output about the excess of the permissible error in determining the coordinates in the landing system.

Суть заявляемого способа поясняется с помощью фиг.1.The essence of the proposed method is illustrated using figure 1.

Работа заявляемой системы посадки поясняется с помощью фиг.2.The operation of the claimed landing system is illustrated using figure 2.

На фиг.1 представлена последовательность операций при реализации способа посадки.Figure 1 presents the sequence of operations when implementing the landing method.

На фиг.2 представлена блок-схема системы посадки.Figure 2 presents a block diagram of a landing system.

На фиг.1 операции, используемые в способе-прототипе [8], выделены овальным контуром, операции, используемые в аналогах [4-7], выделены прямоугольным пунктирным контуром, вновь предложенные операции выделены прямоугольным непрерывным контуром.In Fig. 1, the operations used in the prototype method [8] are highlighted by an oval contour, the operations used in the analogs [4-7] are highlighted by a rectangular dashed contour, the newly proposed operations are highlighted by a continuous rectangular contour.

Способ согласно фиг.1 включает характерные для способа-прототипа операции: прием сигналов спутников бортовым приемником и определение псевдодальностей на борту летательного аппарата 1, прием сигналов спутников на локальной контрольно-корректирующей станции с известным местоположением с помощью наземного приемника и определение псевдодальностей 2, вычисление дифференциальных поправок путем сопоставления измеренных и известных координат ЛККС 3, трансляцию дифференциальных поправок и координат заданной глиссады на борт ЛА через линию передачи данных (ЛПД) 4. На борту производят прием ЛПД дифференциальных поправок и координат заданной глиссады 5, а затем коррекцию значений псевдодальностей 6 и формирование отклонения ЛА относительно заданной глиссады 7.The method according to Fig. 1 includes operations typical for the prototype method: receiving satellite signals by an on-board receiver and determining pseudorange on board an aircraft 1, receiving satellite signals at a local control and correction station with a known location using a ground-based receiver and determining pseudo-ranges 2, calculating differential corrections by comparing the measured and known coordinates of LKS 3, translation of differential corrections and coordinates of a given glide path on board the aircraft through the line data transmission (LPD) 4. On board, LPD is received of differential corrections and coordinates of the given glide path 5, and then the correction of the pseudorange 6 values and the formation of the aircraft deviation relative to the given glide path 7.

Предложенные новые операции, реализующие заявленный способ, производят формирование диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости (НОМ) путем предварительного измерения отраженных сигналов спутников 8 и введение ее в наземную базу данных 9, по которой непрерывно определяют значение, прогнозируемое дисперсии НОМ 10 для каждого спутника в соответствии с его угловыми координатами.The proposed new operations that implement the claimed method generate a diagram of the volume distribution of the predicted dispersion of the ground multipath error (NOM) by preliminary measuring the reflected signals of the satellites 8 and entering it into the ground database 9, which continuously determines the value of the predicted dispersion of the NOM 10 for each satellite in accordance with its angular coordinates.

Далее в процессе текущего приема сигналов спутников определяют значение зеркальной компоненты многолучевости 11 и текущей дисперсии НОМ 12 одним из известных способов [6, 7]. Затем производят сравнение прогнозируемой и текущей дисперсий НОМ и выбирают максимальное из них - 13. В процессе текущего приема сигналов спутников также определяют дисперсию шумовой ошибки наземного приемника 14 известным способом, например [9]. Далее вычисляют значение дисперсии наземной ошибки псевдодальности (НОП) 15, используя дисперсию шумовой ошибки и максимальное значение из сравниваемых дисперсий текущей и прогнозируемой ошибок многолучевости. Вычисляют для каждого спутника среднеквадратическое значение дисперсии НОП и транслируют его через ЛПД на борт ЛА 16. Одновременно выполняется коррекция в наземной базе данных диаграммы прогнозируемой дисперсии НОМ по текущиму значению дисперсии НОМ 17.Further, in the process of the current reception of satellite signals, the value of the mirror component of multipath 11 and the current dispersion of NOM 12 is determined by one of the known methods [6, 7]. Then, the predicted and current dispersions of the NOM are compared and the maximum of them is selected - 13. In the process of the current reception of satellite signals, the variance of the noise error of the ground receiver 14 is also known in a known manner, for example [9]. Next, the dispersion value of the ground pseudorange error (LOD) 15 is calculated using the variance of the noise error and the maximum value of the compared variances of the current and predicted multipath errors. For each satellite, the root-mean-square value of the dispersion of the NOM is calculated and transmitted through the LPD to the aircraft LA 16. At the same time, a correction is made in the ground-based database of the diagram of the predicted dispersion of the NOM from the current value of the NOM dispersion 17.

На борту выполняют предварительное формирование диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ) 18 для заданного типа ЛА и вводят ее в бортовую базу данных 19. Определяют прогнозируемую дисперсию БОМ с учетом угловой ориентации ЛА относительно каждого спутника 20, используя ее как текущую дисперсию БОМ. Одновременно определяют дисперсию шумовой ошибки бортового приемника 21, затем вычисляют дисперсию бортовой ошибки псевдодальности (БОП) как сумму упомянутых дисперсий БОМ и шумовой ошибки 22. Далее определяют дисперсию суммарной ошибки псевдодальности как сумму дисперсий наземной и бортовой ошибок псевдодальностей для каждого спутника 23 и вычисляют уточненные значения координат и достоверность измерения координат 24. При превышении допустимой погрешности выдается предупреждающий сигнал о нарушении достоверности измерения координат.On board, a preliminary diagram of the volume distribution of the predicted variance of the onboard multipath error (BOM) 18 for a given type of aircraft is performed and entered into the on-board database 19. The predicted dispersion of the BOM is determined taking into account the angular orientation of the aircraft relative to each satellite 20, using it as the current dispersion of the BOM . At the same time, the variance of the noise error of the airborne receiver 21 is determined, then the variance of the airborne pseudorange error (BOP) is calculated as the sum of the mentioned variances of the BOM and the noise error 22. Next, the variance of the total pseudorange error is determined as the sum of the variances of the ground and airborne pseudorange errors for each satellite 23 and the updated values are calculated coordinates and the accuracy of the measurement of coordinates 24. If the permissible error is exceeded, a warning signal is issued about the violation of the reliability of the measurement of coordinates .

Формирование наземной диаграммы дисперсий НОМ 8 выполняется путем измерения ошибок измерения псевдодальностей, возникающих вследствие зеркального отражения сигналов, при наблюдении всех спутников, наблюдаемых в месте расположения ЛККС. При измерении ошибок производится анализ записи дифференциальных поправок всех спутников известными методами с использованием одночастотных или двучастотных приемников [4-7]. При формировании этой диаграммы используется повторяемость траекторий спутников во времени и корреляция ошибок и значений отношения сигнал/шум на выходе приемника. Для накопления подобной диаграммы требуется проводить измерения ошибок в течение нескольких суток, однако введение подобной информации в базу данных 9 позволяет реализовать прогнозирование дисперсии НОМ 10 в любой заданный момент времени и вырабатывать прогнозируемое значение дисперсии

для i-го спутника (i=1...N). Для повышения надежности посадки ЛА диаграмма объемного распределения дисперсии ошибки формируется при установке ЛККС.The formation of the ground dispersion diagram of NOM 8 is performed by measuring the errors of measuring the pseudorange arising due to mirror reflection of signals when observing all satellites observed at the location of the LCCS. When measuring errors, an analysis is made of the recording of differential corrections of all satellites by known methods using single-frequency or two-frequency receivers [4-7]. In the formation of this diagram, the satellite path repetition in time and the correlation of errors and signal-to-noise ratio values at the receiver output are used. To accumulate such a diagram, it is necessary to measure errors for several days, however, the introduction of such information into database 9 allows prediction of the dispersion of NOM 10 at any given point in time and develops the predicted value of the variance

for the i-th satellite (i = 1 ... N). To increase the reliability of aircraft landing, a diagram of the volume distribution of the error dispersion is formed when the LCC is installed.

Вычисление мгновенного значения зеркальной компоненты НОМ 11 и текущей дисперсии НОМ 12 необходимо в случае быстрых изменений помеховой обстановки (например, при пролете других ЛА или перемещении крупных объектов в районе ЛККС). Методы измерения текущей дисперсии

отличаются от действия 10 отсутствием накопления и усреднения данных.The calculation of the instantaneous value of the mirror component of the NOM 11 and the current dispersion of the NOM 12 is necessary in the case of rapid changes in the jamming situation (for example, when flying other aircraft or moving large objects in the LKS area). Methods for measuring current variance

differ from action 10 in the absence of data accumulation and averaging.

Сравнение и выбор

наибольшего из значений прогнозируемой и текущей дисперсий НОМ 11 в соответствии с уравнениемComparison and selection

the largest of the predicted and current variances of NOM 11 in accordance with the equation

позволяет обеспечить наибольшую безопасность при посадке ЛА.allows you to provide the greatest safety when landing aircraft.

Расчет дисперсии шумовой ошибки 14 выполняется с использованием значения сигнал/шум, измеряемого наземным приемником.The calculation of the variance of the noise error 14 is performed using the signal-to-noise value measured by the ground receiver.

Документ [3] регламентирует эталонный алгоритм фильтрации псевдодальности:The document [3] regulates the reference pseudorange filtering algorithm:

где y(k) - результат фильтрации; k - дискретное время; y₁(k) - отсчеты псевдодальности в кодовом канале; Δy₂(k)=y₂(k)-y₂(k-1) - приращение фазовых измерений y₂(k); α=Δt/T - весовой коэффициент; Δt=0,5 с - интервал временной дискретизации, соответствующий периоду выдачи дифференциальных данных; Т=100 с - постоянная времени; у(0) - начальные условия.where y (k) is the filtering result; k is the discrete time; y ₁ (k) - pseudorange samples in the code channel; Δy ₂ (k) = y ₂ (k) -y ₂ (k-1) is the increment of phase measurements y ₂ (k); α = Δt / T is the weight coefficient; Δt = 0.5 s is the time sampling interval corresponding to the period for issuing differential data; T = 100 s - time constant; y (0) are the initial conditions.

Алгоритм фильтрации (2) основан на принципе инвариантности к динамике псевдодальности и по отношению к кодовым измерениям псевдодальности y₁(k) является фильтром нижних частот с постоянной времени Т=100 с.The filtering algorithm (2) is based on the principle of invariance to the dynamics of pseudorange and with respect to code measurements of the pseudorange y ₁ (k) is a low-pass filter with a time constant T = 100 s.

Оценка дисперсии шумовой ошибки борта

определяется как оценка дисперсии флюктуационной составляющей ошибки на выходе данного фильтра [9]:The estimate of the variance of the noise error of the side

is defined as an estimate of the variance of the fluctuation component of the error at the output of this filter [9]:

где

и

- оценки дисперсий шумовых ошибок в отсчетах псевдодальности в кодовом и фазовом каналах; α=5·10^-3 - весовой коэффициент фильтра, описываемого выражением (2); k - дискретное время.Where

and

- estimates of variances of noise errors in pseudorange samples in the code and phase channels; α = 5 · 10 ^-3 is the weight coefficient of the filter described by expression (2); k is the discrete time.

Величины

и

, входящие в (3), определяются по известной методике [10]:Quantities

and

included in (3) are determined by a known method [10]:

где χ₁ и χ₂ - коэффициенты энергетических потерь в кодовом и фазовом каналах приемника спутниковых сигналов соответственно; с - скорость света; Т₀ - длительность селекторного импульса; Т_D - период дискретизации; В_C и В_P - эффективные полосы систем слежения за задержкой кода и фазой несущей соответственно; f_L1 - несущая частота L1; Q(i, k) - отношение сигнал/шум в полосе частот 1 Гц; k - дискретное время.where χ ₁ and χ ₂ are the energy loss coefficients in the code and phase channels of the satellite signal receiver, respectively; c is the speed of light; T ₀ - the duration of the selector pulse; T _D - sampling period; In _C and B _P are the effective bands of tracking systems for code delay and carrier phase, respectively; f _L1 - carrier frequency L1; Q (i, k) is the signal-to-noise ratio in the frequency band of 1 Hz; k is the discrete time.

После определения дисперсии НОМ

13 и дисперсии шумовой ошибки

вычисляют дисперсию наземной ошибки псевдодальности 15:After determining the variance of NOM

13 and noise error dispersion

calculate the variance of the ground pseudorange error 15:

Среднеквадратическое значение дисперсии НОП

транслируют на борт ЛА 16 (по методике [3, 4]).RMS variance of the NOP

broadcast on board LA 16 (according to the methodology [3, 4]).

Одновременно выполняемая коррекция диаграммы прогнозируемой дисперсии ошибок НОМ 17 текущим значением дисперсии зеркальной компоненты НОМ необходима из-за изменения отражающих свойств наземных предметов при перемене погоды и времен года. При коррекции используется известный алгоритм α-фильтра [5]:At the same time, the correction chart of the predicted dispersion of the NOM 17 errors by the current value of the variance of the mirror component of the NOM is necessary due to a change in the reflective properties of ground objects with changing weather and seasons. During correction, the well-known α-filter algorithm is used [5]:

где α - весовой коэффициент, характеризующий желаемую скорость обновления наземной диаграммы; i - номер спутника; k - дискретное время обновления базы данных.where α is the weight coefficient characterizing the desired speed of updating the ground diagram; i is the satellite number; k is the discrete database update time.

Формирование объемной диаграммы распределения дисперсии бортовой ошибки многолучевости (БОМ) 18 выполняется путем теоретического или экспериментального исследования диаграммы рассеяния корпуса выбранного типа ЛА. Методы экспериментального исследования отражений сигналов от элементов конструкции ЛА известны и описаны, например, в работе [11].The formation of the volumetric distribution diagram of the dispersion of the onboard multipath error (BOM) 18 is carried out by theoretical or experimental study of the scattering diagram of the hull of the selected aircraft type. Methods of experimental research of signal reflections from aircraft structural elements are known and described, for example, in [11].

В предложенном способе результаты данных исследований отражений впервые используются в навигационном процессе для формирования объемной диаграммы прогнозируемого значения дисперсии БОМ.In the proposed method, the results of these reflection studies are used for the first time in the navigation process to form a three-dimensional diagram of the predicted value of the variance of the BOM.

Измерение ошибок многолучевости на борту в реальном времени, т.е. определение текущего значения БОМ, затруднено из-за возможности быстрого изменения угловой ориентации спутников относительно корпуса ЛА при маневрировании.Measurement of multipath errors on board in real time, i.e. determining the current BOM value is difficult due to the possibility of a quick change in the angular orientation of the satellites relative to the aircraft’s body during maneuvering.

Определение текущего значения дисперсии БОМ 20 выполняется по значениям прогнозируемой дисперсии БОМ с учетом угловой ориентации спутника относительно корпуса ЛА. Для этого необходимо вычислить азимут и угол места спутников в земной системе координат (эти данные содержатся в бортовом приемнике и выдаются в бортовой вычислитель) и затем, используя измерения системы угловой стабилизации ЛА или инерциальной навигационной системы, определить угловое положение спутников в связанной системе координат ЛА и значение дисперсии

для i-го спутника в k-й момент времени.The current dispersion value of the BOM 20 is determined from the values of the predicted dispersion of the BOM taking into account the angular orientation of the satellite relative to the aircraft body. To do this, it is necessary to calculate the azimuth and elevation angle of the satellites in the earth coordinate system (these data are contained in the on-board receiver and output to the on-board computer) and then, using the measurements of the angular stabilization system of the aircraft or inertial navigation system, determine the angular position of the satellites in the associated coordinate system of the aircraft and variance value

for the i-th satellite at the k-th point in time.

Определение дисперсии шумовой ошибки

бортового приемника 21 подобно определению шумовой ошибки наземного приемника 14.Determination of variance of noise error

the on-board receiver 21 is similar to the determination of the noise error of the ground-based receiver 14.

Определение дисперсии БОП i-го спутника 22 выполняется путем сложения дисперсийThe dispersion determination of the BOP of the i-th satellite 22 is performed by adding the variances

Затем выполняется определение дисперсии суммарной ошибки системы 23

путем сложения дисперсий измерения ЛККС

борта

и дополнительных тропосферных

и ионосферных погрешностей

, рекомендуемых стандартом [3]:Then, the variance of the total error of the system 23 is determined.

by adding the variances of the LCX measurement

side

and additional tropospheric

and ionospheric errors

recommended by the standard [3]:

Данные о погрешностях измерений используются для вычисления уточненных координат и достоверности их определения 24.Data on measurement errors are used to calculate the adjusted coordinates and the reliability of their determination 24.

Надежность посадки ЛА достигается благодаря контролю достоверности (целостности) навигационной системы, который реализуется на борту ЛА. Результат контроля используется для предупреждения экипажа в случае, если ошибки измерения координат превышают размеры «тоннеля безопасности», в котором должен находиться ЛА при посадке.Reliability of aircraft landing is achieved through the control of the reliability (integrity) of the navigation system, which is implemented on board the aircraft. The control result is used to warn the crew in the event that coordinate measurement errors exceed the dimensions of the "security tunnel" in which the aircraft should be during landing.

Для выработки сигнала предупреждения на борту согласно [3] выполняется расчет дисперсий ошибок измерения координат и затем защитных уровней по высоте V и боковому отклонению L от заданной глиссады. Предупреждение вырабатывается, если защитные уровни превышают пороги Vp и Lp, определяемые нормами безопасности.To generate a warning signal on board according to [3], the dispersion of the errors of coordinate measurement and then the protective levels along the height V and the lateral deviation L from the given glide path are calculated. A warning is issued if protective levels exceed the thresholds Vp and Lp defined by safety standards.

В бортовом вычислительном устройстве для решения навигационной задачи и задачи контроля целостности используется прямоугольная правосторонняя система координат, начало О которой совмещено с началом взлетно-посадочной полосы; ось Ох направлена вдоль взлетно-посадочной полосы, касательно к поверхности референсного эллипсоида; ось Oz перпендикулярна указанной поверхности и направлена вне эллипсоида; ось Оу дополняет систему координат до правосторонней.In the on-board computing device, a rectangular right-handed coordinate system is used to solve the navigation problem and the integrity control task, the beginning of which is combined with the start of the runway; the Ox axis is directed along the runway, tangent to the surface of the reference ellipsoid; the Oz axis is perpendicular to the indicated surface and directed outside the ellipsoid; Oy axis complements the coordinate system to the right.

Линеаризованная модель наблюдения, используемая для решения навигационной задачи, имеет следующий вид [3]:The linearized observation model used to solve the navigation problem has the following form [3]:

Δρ=H·ΔX+e,Δρ = H · ΔX + e,

где Δρ - вектор отклонений измеренных псевдодальностей относительно расчетных псевдодальностей, определенных для заданной опорной точки Х₀; Н - матрица направляющих косинусов в заданной системе координат; ΔX - искомый вектор приращения координат относительно опорной точки Х₀; е - вектор невязок.where Δρ is the vector of deviations of the measured pseudorange relative to the calculated pseudorange defined for a given reference point X ₀ ; H is the matrix of guide cosines in a given coordinate system; ΔX is the desired coordinate increment vector relative to the reference point X ₀ ; e is the residual vector.

Защитные уровни L и V вычисляются следующим образом:The protective levels L and V are calculated as follows:

где S=[H^TW^-1H]^-1H^TW^-1 - проекционная матрица;where S = [H ^T W ^-1 H] ^-1 H ^T W ^-1 is the projection matrix;

- диагональная весовая матрица; S_i,n - элемент матрицы S, расположенный в i-й строке и n-м столбце; θ - угол глиссады; k₀=Q^-1(x)(P_C/2) - коэффициент, обеспечивающий требуемое значение риска потери достоверности P_C;

- diagonal weight matrix; S _{i, n} is an element of the matrix S located in the i-th row and nth column; θ is the glide path angle; k ₀ = Q ^-1 (x) (P _C / 2) - coefficient providing the required value of the risk of loss of confidence P _C ;

Благодаря предложенному способу уточняются значения дисперсий общей ошибки

по формуле (9), которая используется для формирования весовой и проекционной матриц при определении уточненных координат и вычислении достоверности их определения 24 в соответствии с защитными уровнями по формулам (10) и (11).Thanks to the proposed method, the values of the variances of the total error are specified

according to formula (9), which is used to form weight and projection matrices when determining refined coordinates and calculating the reliability of their determination 24 in accordance with protective levels according to formulas (10) and (11).

Таким образом, предварительное формирование объемных диаграмм прогнозируемых дисперсий наземной и бортовой ошибок многолучевости и их использование в комплексе с текущими измерениями многолучевости позволяет существенно уточнить определяемые координаты и достоверность их определения.Thus, the preliminary formation of volumetric diagrams of the predicted variances of ground and airborne multipath errors and their use in conjunction with current multipath measurements can significantly clarify the determined coordinates and the reliability of their determination.

Кроме того, значительно увеличена надежность системы посадки при отказе текущих измерений НОМ благодаря каналу прогнозирования дисперсии и использованию максимального значения НОМ при сравнении прогнозируемой и текущей дисперсий.In addition, the reliability of the landing system in case of failure of the current measurements of the NOM has been significantly increased thanks to the dispersion prediction channel and the use of the maximum NOM value when comparing the predicted and current variances.

В связи с тем, что при изменении метеоусловий и времен года условия отражения сигналов спутников изменяются, необходимо корректировать диаграммы объемного распределения дисперсий путем введения новых данных от источника метеоинформации.Due to the fact that when weather conditions and seasons change, the conditions for the reflection of satellite signals change, it is necessary to adjust the dispersion volume distribution diagrams by introducing new data from the meteorological information source.

Для повышения надежности работы ЛККС целесообразно использовать несколько приемных каналов, разнесенных в пространстве [3]. Дифференциальные поправки ЛККС в этом случае формируются как среднеарифметическое значение поправок, выработанных каждым приемником.To increase the reliability of the LCCS, it is advisable to use several receiving channels spaced in space [3]. In this case, the differential corrections of the LCCC are formed as the arithmetic mean value of the corrections worked out by each receiver.

Из-за существенного расстояния между приемниками ошибки многолучевости в этих каналах не коррелированы. Поэтому каждый приемник должен иметь свою объемную диаграмму прогнозируемой дисперсии НОМ.Due to the significant distance between the receivers, the multipath errors in these channels are not correlated. Therefore, each receiver should have its own volumetric diagram of the predicted dispersion of the NOM.

При использовании М наземных приемников для каждого приемника производят операции, соответствующие случаю одного наземного приемника (см. фиг.1): формируют для каждого наземного приемника диаграмму объемного распределения прогнозируемой дисперсии НОМ, вводят М упомянутых диаграмм объемного распределения в наземную базу данных 9 и по этой базе данных определяют прогнозируемое значение дисперсии НОМ 10 для наземного приемника в соответствии с текущими относительными угловыми координатами каждого спутника. Непрерывно для каждого приемника производят операции 11 и 12, производят для каждого наземного приемника и каждого спутника сравнение текущего значения дисперсии НОМ с прогнозируемым значением данной дисперсии, выбирают максимальное из сравниваемых значений 13.When using M ground receivers, operations corresponding to the case of one ground receiver are performed for each receiver (see Fig. 1): a volume distribution diagram of the predicted dispersion of the NOM is generated for each ground receiver, the abovementioned volume distribution diagrams are entered into the ground database 9, and according to this the database determines the predicted dispersion value of the NOM 10 for the ground receiver in accordance with the current relative angular coordinates of each satellite. Continuously, for each receiver, operations 11 and 12 are performed, for each ground-based receiver and each satellite, the current dispersion value of the NOM is compared with the predicted value of this dispersion, and the maximum of the compared values 13 is selected.

После выбора максимального значения дисперсия ошибки многолучевости при приеме сигнала i-го спутника в k-м приемнике равна

а после вычисления 14 получают дисперсию шумовой составляющей ошибки измерения псевдодальности

Далее вычисляют дисперсию НОП 15 для k-го приемника:After choosing the maximum value, the variance of the multipath error when receiving the signal of the ith satellite in the kth receiver is

and after calculation 14, the variance of the noise component of the pseudorange measurement error is obtained

Next, calculate the variance of the NOP 15 for the k-th receiver:

Затем определяют среднеквадратическое значение ПОП i-го спутника как корень квадратный из суммы дисперсий НОП каждого наземного приемника, деленный на число приемников:Then, the rms value of the POP of the i-th satellite is determined as the square root of the sum of the dispersions of the NOP of each ground-based receiver, divided by the number of receivers:

Результирующее значение НОП транслируют на борт ЛА.The resulting NOP value is broadcast on board the aircraft.

Система посадки (фиг.2), реализующая заявленный способ, содержит N спутников с известными координатами 1 (Сп.₁,... Сп._N), наземную аппаратуру, включающую локальную контрольно-корректирующую станцию, с по крайней мере одним приемником 2, входом сопряженным с наземной антенной спутниковых сигналов 3, выход которого соединен с первым входом наземного вычислителя дифференциальных поправок 4, на второй вход которого поступает информация о координатах места локальной контрольно-корректирующей станции, выход которого соединен с первым входом передатчика линии передачи данных 5, второй вход которого соединен с выходом наземной базы данных 6, бортовую аппаратуру, включающую бортовой приемник 14, входом сопряженный с бортовой антенной спутниковых сигналов 15, выход которого соединен с первым входом бортового вычислителя текущих координат 16, второй вход которого соединен с первым выходом приемника линии передачи данных 17, второй выход которого соединен с первым входом вычислителя отклонения координат от заданных курса и глиссады 18, второй вход которого соединен с выходом бортового вычислителя текущих координат 16, а выход которого является информационным выходом отклонения от заданной глиссады.The landing system (figure 2) that implements the claimed method contains N satellites with known coordinates 1 (Sp. ₁ , ... Sp. _N ), ground equipment, including a local control and correction station, with at least one receiver 2, an input coupled to a ground-based antenna of satellite signals 3, the output of which is connected to the first input of a ground-based transmitter of differential corrections 4, to the second input of which information is received on the location coordinates of the local control and correction station, the output of which is connected to the first input of the a data line sensor 5, the second input of which is connected to the output of the ground database 6, on-board equipment, including an on-board receiver 14, with an input paired with an on-board antenna of satellite signals 15, the output of which is connected to the first input of the on-board computer of current coordinates 16, the second input of which is connected with the first output of the receiver of the data line 17, the second output of which is connected to the first input of the calculator of the coordinate deviation from the set course and glide path 18, the second input of which is connected to the output of the onboard calculator the current positioner 16, and the output of which is the information output of the deviation from the given glide path.

В наземную аппаратуру введены вычислитель дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, вычислитель дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, формирователь диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9, база данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10, компаратор 11, определитель максимального значения дисперсии наземной ошибки многолучевости 12, вычислитель среднеквадратического значения дисперсии наземной ошибки псевдодальности 13, а в бортовую аппаратуру введены база данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19, определитель ориентации летательного аппарата 20, вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22, вычислитель дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, вычислитель дисперсии суммарной ошибоки псевдодальности системы посадки 24, бортовая база допустимой погрешности определения координат 25 и вычислитель достоверности определения координат 26. При этом реализованы новые структурные связи в системе.A calculator of the dispersion of the current terrestrial multipath error 9, a database of the predicted dispersion of the ground multipath error 10, a comparator 11, a determinant of the maximum value of the dispersion of the ground multipath error have been introduced into the ground equipment 12, the calculator of the mean square value of the variance of the ground error of the pseudorange 13, and to the onboard device uru introduced a database of the volumetric distribution of the predicted variance of the on-board multipath error 19, an orientation determinant of the aircraft 20, a calculator of the variance of the on-board multipath error 21, a calculator of the variance of the noise error of the on-board receiver 22, a calculator of variance of the on-board error of pseudorange 23, a calculator of variance of the total error and pseudorange of the landing system 24, the on-board base of the permissible error in determining the coordinates of 25 and the calculator of the reliability of determining the coordinates of 26. ovany new structural links in the system.

Первый и второй дополнительные выходы наземного приемника соединены соответственно с входом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 и входом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, выход формирователя диаграммы объемного распределения прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 9 соединен с входом базы данных упомянутой диаграммы прогнозируемой наземной ошибки многолучевости 10, выход которой соединен с первым входом компаратора 11, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7, а выход компаратора соединен с входом определителя максимального значения наземной ошибки многолучевости 12, выход которого соединен с первым входом вычислителя среднеквадратического значения наземной ошибки псевдодальности 13, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии шумовой ошибки наземного приемника 8, а выход которого соединен с третьим входом передатчика линии передачи данных 5. Выход вычислителя дисперсии текущей наземной ошибки многолучевости 7 дополнительно соединен с корректирующим входом базы данных прогнозируемой дисперсии наземной ошибки многолучевости 10.The first and second additional outputs of the ground-based receiver are connected respectively to the input of the dispersion calculator of the current ground-based multipath error 7 and the input of the noise variance calculator of the ground-based receiver 8, the output of the volume distribution diagram of the predicted dispersion of the ground multipath error 9 is connected to the database input of the predicted ground-based multipath error diagram 10, the output of which is connected to the first input of the comparator 11, the second input of which is connected to the output of the comparator the dispersion of the current ground-based multipath error 7, and the output of the comparator is connected to the input of the determinant of the maximum value of the ground multipath error 12, the output of which is connected to the first input of the calculator of the mean square value of the ground error of pseudorange 13, the second input of which is connected to the output of the calculator of the noise variance of the noise receiver of the ground receiver 8, and the output of which is connected to the third input of the transmitter of the data line 5. The output of the variance calculator of the current ground multipath error 7 additional ADDITIONAL connected to the ground input of error correcting multipath dispersion predicted 10 base data.

Выход базы данных объемного распределения прогнозируемой дисперсии бортовой ошибки многолучевости 19 соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом определителя угловой ориентации летательного аппарата 20 и первым дополнительным выходом бортового приемника 14, второй дополнительный выход которого соединен с входом вычислителя шумовой ошибки бортового приемника 22, выход которого соединен с первым входом вычислителя дисперсии бортовой ошибки псевдодальности 23, второй вход которого соединен с выходом вычислителя дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21, а выход которого соединен с первым входом вычислителя суммарной ошибки псевдодальности 24, второй вход которого соединен с вторым выходом приемника линии передачи данных 17, первый выход 24 соединен с дополнительным выходом вычислителя текущих координат 16, второй выход которого соединен с первым входом вычислителя достоверности определения координат 26, второй вход которого соединен с выходом бортовой базы допустимой погрешности определения координат 25, а выход вычислителя достоверности определения координат является информационным выходом о превышении допустимой погрешности определения координат в системе посадки.The output of the volumetric distribution database of the predicted variance of the onboard multipath error 19 is connected to the first input of the variance calculator of the onboard multipath error 21, the second and third inputs of which are connected respectively to the output of the angular orientation determinant of the aircraft 20 and the first additional output of the onboard receiver 14, the second additional output of which is connected with the input of the noise error calculator on-board receiver 22, the output of which is connected to the first input of the onboard dispersion calculator pseudorange errors 23, the second input of which is connected to the output of the variance onboard multipath error dispersion calculator 21, and the output of which is connected to the first input of the total pseudorange error calculator 24, the second input of which is connected to the second output of the data line receiver 17, the first output 24 is connected to the additional output calculator of current coordinates 16, the second output of which is connected to the first input of the reliability calculation calculator 26, the second input of which is connected to the output of the onboard base the error in determining the coordinates of 25, and the output of the calculator of the reliability of determining the coordinates is an information output about the excess of the permissible error in determining the coordinates in the landing system.

Дополнительно на фиг.2 показаны отражающиеся объекты в районе размещения ЛККС 27 и переотражающие элементы конструкции ЛА 28.Additionally, figure 2 shows the reflected objects in the area of the LCCS 27 and the reflecting structural elements of the aircraft 28.

Система посадки работает следующим образом.Landing system works as follows.

Аналогично системе-прототипу [8] на ЛККС формируются дифференциальные поправки в 4 и через передатчик ЛПД 5 передаются на борт вместе с поступающими из 6 заданными координатами. Вычисление текущих координат ЛА с учетом принятых в 17 дифференциальных поправок осуществляется вычислителем 16. Отклонение ЛА от выбранной глиссады (по вертикали и горизонтали) определяется вычислителем 18, на входы которого поступают текущие координаты ЛА из 16 и заданные координаты из приемника ЛПД 17. Новизна функционирования системы посадки состоит в следующем.Similarly to the prototype system [8], differential corrections of 4 are generated on the LCC and, through the transmitter, the LPD 5 are transmitted on board together with the given coordinates coming from 6. Calculation of the current coordinates of the aircraft, taking into account the differential corrections adopted in 17, is performed by the calculator 16. The deviation of the aircraft from the selected glide path (vertical and horizontal) is determined by the calculator 18, the inputs of which receive the current coordinates of the aircraft from 16 and the given coordinates from the receiver LPD 17. The novelty of the system landing is as follows.

Объемная диаграмма дисперсий прогнозируемой НОМ формируется в 9 путем предварительного исследования ошибок многолучевости известными методами [6, 7], запоминается в базе данных 10 и используется по сигналу текущего времени. Одновременно с использованием отношения сигнал/шум и выходного сигнала приемника 2 в вычислителе 7 определяется текущее значение дисперсии НОМ. Сравнение дисперсий выполняется компаратором 11, а выбор наибольшей - определителем максимального значения 12. Определение текущей дисперсии НОМ 7 позволяет повысить надежность измерения ошибок при отражениях от движущейся наземной техники и пролетающих ЛА. Определение среднеквадратического значения НОМ выполняется в вычислителе 13, на входы которого поступают дисперсии шумовой ошибки и наземной ошибки многолучевости. Техника измерения дисперсии шумовой ошибки рассмотрена выше.The volumetric dispersion diagram of the predicted NOM is formed in 9 by a preliminary study of the multipath errors by known methods [6, 7], is stored in database 10 and used by the current time signal. Simultaneously, using the signal-to-noise ratio and the output signal of the receiver 2 in the calculator 7, the current dispersion value of the NOM is determined. Comparison of dispersions is performed by comparator 11, and the choice of the largest one is determined by the determinant of the maximum value 12. Determining the current dispersion of NOM 7 improves the reliability of error measurement during reflections from moving ground equipment and flying aircraft. The determination of the rms value of the NOM is performed in the calculator 13, the inputs of which receive the variance of the noise error and the ground multipath error. The technique for measuring noise variance dispersion is discussed above.

В бортовом оборудовании база данных дисперсии прогнозируемой ошибки многолучевости 19 формируется путем исследования отражений для выбранного типа ЛА [11]. Вычислитель дисперсии бортовой ошибки многолучевости 21 использует данные об угловой ориентации ЛА в земной системе координат, поступающие из определителя угловой ориентации ЛА 20, и угловых координатах спутников из приемника 14. Вычислитель дисперсии шумовой ошибки бортового приемника 22 использует измерения отношения сигнал/шум, получаемые из приемника 14. Дисперсия бортовой ошибки псевдодальности определяется в вычислителе 23 путем суммирования дисперсии БОМ и дисперсии шумовой ошибки бортового приемника. Определение дисперсии суммарной ошибки системы посадки выполняется в вычислителе 24, в который поступают значения дисперсии наземной и бортовой ошибок псевдодальности. Дисперсии суммарных ошибок системы поступают из 24 в вычислитель координат 16, где используются при формировании весовой матрицы метода наименьших квадратов [3] для получения уточненных координат и в вычислитель достоверности координат ЛА 26, который вырабатывает предупреждение в случае превышения допустимой погрешности определения координат ЛА, хранящейся в бортовой базе данных 25. Из вычислителя 16 уточненные значения координат поступают в вычислитель 18, где используются для определения уточненных значений отклонений от глиссады.In avionics, the variance database of the predicted multipath error 19 is formed by examining reflections for the selected aircraft type [11]. The variance onboard multipath error dispersion calculator 21 uses the data on the angular orientation of the aircraft in the Earth's coordinate system from the determinant of the angular orientation of the aircraft 20 and the angular coordinates of the satellites from the receiver 14. The noise variance calculator on-board receiver 22 uses signal-to-noise measurements obtained from the receiver 14. The dispersion of the on-board pseudorange error is determined in the calculator 23 by summing the variance of the BOM and the variance of the noise error of the on-board receiver. The variance of the total error of the landing system is determined in the computer 24, which receives the variance of the ground and airborne pseudorange errors. Dispersions of the total errors of the system come from 24 to the coordinate calculator 16, where they are used in the formation of the weight matrix of the least squares method [3] to obtain refined coordinates and to the accuracy calculator of the LA 26 coordinates, which generates a warning if the permissible error in determining the coordinates of the aircraft stored in on-board database 25. From the calculator 16, the updated coordinates are sent to the calculator 18, where they are used to determine the updated values of the deviations from the glide path.

Таким образом, введение формирователей и баз объемных диаграмм прогнозируемых дисперсий наземной и бортовой ошибок многолучевости и их использование в системе посадки в совокупности с известными блоками, определяющими и обрабатывающими дифференциальные поправки псевдодальностей, и введенными блоками, вычисляющими дисперсии ошибок многолучевого распространения и шумовых ошибок, позволяет существенно уточнить определяемые координаты ЛА и достоверность их определенияThus, the introduction of shapers and databases of volumetric diagrams of predicted dispersions of ground and airborne multipath errors and their use in the landing system in conjunction with known blocks that determine and process differential pseudorange corrections, and introduced blocks that calculate the variances of multipath propagation errors and noise errors, allow specify the determined coordinates of the aircraft and the reliability of their determination

Кроме того, как указывалось выше, значительно увеличена надежность системы посадки при отказе текущих измерений НОМ благодаря каналу прогнозирования дисперсии и использованию максимального значения НОМ при сравнении прогнозируемой и текущей дисперсий.In addition, as indicated above, the reliability of the landing system in case of failure of the current NOM measurements is significantly increased due to the dispersion prediction channel and the use of the maximum NOM value when comparing the predicted and current variances.

Предложенная система посадки реализована с использованием приемоизмерителей фирмы «Javad Navigation Systems: в качестве бортового приемника - модуль JNS100, в качестве наземного приемника - модуль JGG12T. Также использовались аппаратно-программные модули, построенные на базе широко распространенных стандартных устройств аналоговой и цифровой вычислительной техники фирм «ANALOG DEVICES», «AMPRO», «АЛЕКСАНДЕР ЭЛЕКТРИК», «TEXAS INSTRUMENTS», «MAXIM», «ALTERA».The proposed landing system was implemented using the Javad Navigation Systems receiver meters: the JNS100 module as the on-board receiver and the JGG12T module as the ground receiver. We also used hardware and software modules built on the basis of the widely used standard devices of analog and digital computer technology from ANALOG DEVICES, AMPRO, ALEXANDER ELECTRIC, TEXAS INSTRUMENTS, MAXIM, ALTERA.

Для разработки программного обеспечения, реализующего необходимые функции упомянутых устройств, использовались стандартные языки программирования («С», «C++»), программно-математическое обеспечений фирм «MICROSOFT», «BORLAND», «QNX» и известные формулы геодезических преобразований.To develop software that implements the necessary functions of the mentioned devices, we used standard programming languages ("C", "C ++"), mathematical software of the firms "MICROSOFT", "BORLAND", "QNX" and well-known formulas of geodetic transformations.

Летные испытания проводились на самолетах Як-42 и Ил-76.Flight tests were carried out on the Yak-42 and Il-76 aircraft.

Математическое моделирование, полунатурные и летные испытания системы посадки показали, что использование предложенного способа позволяет повысить точность определения координат на 50%, а достоверность их определения в 2-3 раза.Mathematical modeling, full-scale and flight tests of the landing system showed that the use of the proposed method allows to increase the accuracy of determining coordinates by 50%, and the reliability of their determination by 2-3 times.

Предложенные способ и система посадки перспективны для использования на аэродромах, необорудованных инструментальными системами посадки.The proposed landing method and system are promising for use at aerodromes not equipped with instrumental landing systems.

Источники информацииInformation sources

1. Сетевые спутниковые радионавигационные системы [Текст] / П.П.Дмитриев [и др.]; отв. ред. В.С.Шебшаевич. - 2-е изд. - М.: Радио и связь, 1993. - 408 с.: ил.1. Network satellite radio navigation systems [Text] / P.P. Dmitriev [et al.]; open ed. V.S.Shebshaevich. - 2nd ed. - M.: Radio and Communications, 1993. - 408 p.: Ill.

2. Патент США №5361212, кл. G01S 5/00 заявл. 11.02.92 г., опубл. 01.11.1994 г.2. US Patent No. 5361212, cl. G01S 5/00 decl. 02/11/92, publ. November 1, 1994

3. DO-245A, Minimum Aviation System Performance Standards for Local Area Augmentation System (LAAS) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, December 9, 2004. - Режим доступа: http://www.rtca.org/doclist.asp.3. DO-245A, Minimum Aviation System Performance Standards for Local Area Augmentation System (LAAS) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, December 9, 2004. - Access mode: http://www.rtca.org/ doclist.asp.

4. DO-246C, GNSS Based Precision Approach Local Area Augmentation System (LAAS) - Signal-in-Space Interface Control Document (ICD) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, April 07, 2005. - Режим доступа: http://www.rtca.org/doclist.asp.4. DO-246C, GNSS Based Precision Approach Local Area Augmentation System (LAAS) - Signal-in-Space Interface Control Document (ICD) [Electronic resource] // Radio Technical Commission for Aeronautics, April 07, 2005. - Access mode: http://www.rtca.org/doclist.asp.

5. Патент РФ №2237256, кл. G01S 5/00, Н04В 1/06, заявл. 21.02.2001 г., опубл. 27.09.2004 г.5. RF patent No. 2237256, cl. G01S 5/00, H04B 1/06, claimed 02.21.2001, publ. 09/27/2004

6. Соколов А.А. Оценка ошибок дифференциальных поправок ЛККС авиационного назначения. Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук. С-Пб., 2005 г.6. Sokolov A.A. Error estimation of differential corrections of aeronautical LCCS. Abstract of dissertation for the degree of candidate of technical sciences. St. Petersburg, 2005

7. Sleewaegen, J. Multipath Mitigation, Benefits from using the Signal-to-Noise Ratio [Text] / J.Sleewaegen // ION GPS-1997: Proceedings of the 10th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. - Kansas City, 1997. - P.531-541.7. Sleewaegen, J. Multipath Mitigation, Benefits from using the Signal-to-Noise Ratio [Text] / J. Sleewaegen // ION GPS-1997: Proceedings of the 10th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. - Kansas City, 1997 .-- P.531-541.

8. Патент Японии №3379958 В2 8503069 А, кл. G01S 5/02 заявл. 02.11.1993 г., опубл. 24.02.2003 г.8. Japan patent No. 3379958 B2 8503069 A, cl. G01S 5/02 decl. November 2, 1993, publ. 02.24.2003 g.

9. Казаринов, Ю.М. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов [Текст] / Ю.М.Казаринов, А.И.Соколов, Ю.С.Юрченко; под общ. ред. Ю.М.Казаринова. - Л.: ЛЭТИ, 1985. - 160 с.: ил.9. Kazarinov, Yu.M. Design of radio signal filtering devices [Text] / Yu.M. Kazarinov, A.I. Sokolov, Yu.S. Yurchenko; under the general. ed. Yu.M. Kazarinova. - L .: LETI, 1985 .-- 160 p .: ill.

10. Ashjaee, J. Automated Design of Navigation Receivers [Text] / J.Ashjaee, M.Vorobiev, A.Zhdanov, M.Zhodzishsky // ION GPS-1999: Proceedings of the 12th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. - Nashville, 1999. - P.821-827.10. Ashjaee, J. Automated Design of Navigation Receivers [Text] / J. Ashjaee, M. Vorobiev, A. Zhdanov, M. Zhodzishsky // ION GPS-1999: Proceedings of the 12th International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation. - Nashville, 1999 .-- P.821-827.

11. Steingass, A. A High Resolution Model for the Aeronautical Multipath Navigation Channel [Text] / A.Steingass, A.Lehner, F.Perez-Fontan, E.Kubista, M.Martin, B.Arbesser-Rastburg // ION GPS-2004: // P.357-365.11. Steingass, A. A High Resolution Model for the Aeronautical Multipath Navigation Channel [Text] / A. Steingass, A. Lehner, F. Perez-Fontan, E. Kubista, M. Martin, B. Arbesser-Rastburg // ION GPS 2004: // P.357-365.

Claims

1. The method of landing aircraft using a satellite navigation system, which consists in determining the current coordinates of the aircraft according to the orientation relative to several satellites with known coordinates, for which they receive satellite signals using the on-board receiver, determining pseudorange, simultaneously receive satellite signals at a local control station with a known location using a ground-based receiver, differential corrections are calculated pseudo-ranges, they are transmitted and the coordinates of the given glide path on board the aircraft through the data line, and on board the above differential corrections and coordinates of the given glide path are received, based on which the pseudo-range values are adjusted and the current coordinates of the aircraft deviate from the given glide path, characterized in that at the local control and correction station, a volume distribution diagram of the predicted dispersion of the ground error the radiation propagation due to specular reflection of satellite signals from the relief and surrounding objects, the aforementioned diagram is introduced into the ground-based database, the predicted value of the ground-based multipath error dispersion for each satellite is continuously determined from the ground-based database in accordance with its current relative angular coordinates, and the instantaneous value is continuously determined the mirror component of the ground multipath error using code and phase measurements of the pseudorange of the ground receiver m and measuring the signal-to-noise ratio of the ground-based receiver, based on the instantaneous value mentioned, calculate the current dispersion value of the ground multipath error, compute for each satellite the current dispersion value of the ground multipath error with the predicted value of this dispersion contained in the ground-based database, select the maximum of the compared dispersion values, while the maximum dispersion value of the ground multipath error and the simultaneously calculated dispersion value the ground receiver pseudorange error dispersion calculates the dispersion of the ground pseudorange error in the form of the sum of the dispersions of the ground multipath error and the noise error of the ground receiver, calculates the rms dispersion of the ground pseudorange error for each satellite and translates it through the data line in a common information packet with differential pseudorange corrections and coordinates given glide paths, simultaneously correct the above-mentioned diagram of the predicted variance of the ground error of many according to the continuously determined current value of the variances of the mirror component of the ground multipath error for each satellite, and on board a diagram of the volume distribution of the dispersion of the onboard multipath error due to mirror reflection of satellite signals from the structural elements of the hull of this type of aircraft is preliminarily formed, the above diagram is introduced into the onboard base data, continuously on-board database determine the variance of the on-board multipath error, taking into account the angular orientation of the aircraft relative to the current position of each satellite, simultaneously determine the variance of the noise error of the airborne receiver, then determine the variance of the airborne error of the pseudorange as the sum of the variances of the airborne error of the multipath and the variance of the noise error of the airborne receiver, determine the variance of the total error of the pseudorange as the sum of the variances of ground and airborne errors pseudoranges for each satellite, and then the variance of the total errors of the pseudoranges of all satellites Use to calculate the adjusted coordinates of the aircraft and the reliability of their determination.

2. The method according to claim 1, characterized in that, continuously synchronously with the determination of the dispersion of the ground multipath error, the information about changes in the weather conditions is entered into the ground database, based on which the volumetric distribution diagram of the dispersion of the ground multipath error is adjusted and used to determine the dispersion of the ground error multipath corrected by taking into account changes in the meteorological situation mentioned diagram.

3. The method according to claim 1, characterized in that in the local control and correction station, in the general case, M ground-based receivers are used, for each of which a volume distribution diagram of the predicted dispersion of the ground multipath error due to mirror reflection of satellite signals from the topography and surrounding objects, enter M of the aforementioned volumetric distribution diagrams into the ground-based database and from this database determine the value of the predicted variance of the ground multipath error for dogo terrestrial receiver and the terrestrial rms pseudorange error is calculated as the square root of the sum of the variances of terrestrial pseudo ground receivers errors divided by the number of receivers M.

4. Aircraft landing system using a satellite navigation system containing N satellites with known coordinates, ground equipment, including a local control and correction station with at least one receiver, the input of satellite signals connected to the ground antenna, the output of which is connected to the first input of the ground differential corrector, the second input of which receives information about the location coordinates of the local control and correction station, the output of which is connected nen with the first input of the transmitter of the data line, the second input of which is connected to the output of the ground database, the on-board equipment including the on-board receiver, the input paired with the on-board antenna of satellite signals, the output of which is connected to the first input of the on-board computer of current coordinates, the second input of which is connected to the first output of the receiver of the data line, the second output of which is connected to the first input of the calculator of deviations from the given glide path, the second input of which is connected to the output of the onboard calculation current coordinates, and the output of which is the information output of deviations from the given glide path, characterized in that a ground-based dispersion variance calculator, a ground-based receiver noise dispersion variance calculator, a volumetric distribution diagram of a predicted ground-level multipath error dispersion, a predicted database are introduced into the ground equipment dispersion of the ground multipath error, comparator, determinant of the maximum value of the dispersion of the ground error is many method, a calculator of the mean square value of the ground pseudorange error, and the airborne equipment has a database of the volumetric distribution of the predicted variance of the onboard multipath error, an aircraft orientation determinant, an onboard multipath error dispersion calculator, an onboard receiver noise error variance calculator, an onboard pseudorange dispersion variance calculator, total pseudorange error, on-board base of the permissible error of determination coordinates and a reliability calculator for determining coordinates, the first and second additional outputs of the ground receiver are connected respectively to the input of the variance calculator of the current ground multipath error and the input of the variance of the noise receiver of the ground receiver, the output of the volumetric distribution diagram of the predicted dispersion of the multipath error is connected to the first base input data of the mentioned diagram of the predicted ground multipath error, to the second input of which a current time signal is output, the output of which is connected to the first input of the comparator, the second input of which is connected to the output of the dispersion calculator of the current terrestrial multipath error, and the comparator output is connected to the input of the determinant of the maximum dispersion of the ground multipath error, the output of which is connected to the first input of the terrestrial rms calculator pseudorange errors, the second input of which is connected to the output of the noise variance calculator of the noise error of the ground receiver, and whose output connected to the third input of the data line transmitter, while the output of the dispersion calculator of the current terrestrial multipath error is additionally connected to the correcting database input of the predicted dispersion of the ground multipath error, the output of the volume distribution database of the predicted variance of the multipath onboard error is connected to the first input of the multipath onboard multipath error dispersion calculator , the second and third inputs of which are connected respectively to the output of the determinant of the angular orientation of summer the apparatus and the first additional output of the onboard receiver, the second additional output of which is connected to the input of the onboard receiver noise error dispersion calculator, the output of which is connected to the first input of the onboard pseudorange error dispersion calculator, the second input of which is connected to the output of the onboard multipath error dispersion calculator, and the output of which connected to the first input of the dispersion calculator of the total pseudorange error, the second input of which is connected to the second output of the line receiver data transmission, the first output of the calculator of the dispersion of the total pseudorange error is connected to the additional input of the on-board calculator of the current coordinates, its second output is connected to the first input of the calculator of the accuracy of determining the coordinates, the second input of which is connected to the output of the onboard base of the permissible error of determining the coordinates, and the output of the computer of the reliability of determining the coordinates It is an informational output about the excess of the permissible error in determining the coordinates in the landing system.