RU2389042C2 - Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам - Google Patents

Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам Download PDF

Info

Publication number
RU2389042C2
RU2389042C2 RU2008128376/09A RU2008128376A RU2389042C2 RU 2389042 C2 RU2389042 C2 RU 2389042C2 RU 2008128376/09 A RU2008128376/09 A RU 2008128376/09A RU 2008128376 A RU2008128376 A RU 2008128376A RU 2389042 C2 RU2389042 C2 RU 2389042C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
location
calculated
vpl
boundary
protective limit
Prior art date
Application number
RU2008128376/09A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008128376A (ru
Inventor
Шарли ВАШЕР (FR)
Шарли ВАШЕР
Original Assignee
Сажем Дефанс Секюрите
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to FR0705091A priority Critical patent/FR2918764B1/fr
Priority to FR0705091 priority
Application filed by Сажем Дефанс Секюрите filed Critical Сажем Дефанс Секюрите
Publication of RU2008128376A publication Critical patent/RU2008128376A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2389042C2 publication Critical patent/RU2389042C2/ru

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01SRADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13Receivers
    • G01S19/22Multipath-related issues
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01SRADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13Receivers
    • G01S19/20Integrity monitoring, fault detection or fault isolation of space segment

Abstract

Способ определения защитного предела вокруг местоположения X1 движущегося тела, оснащенного приемником спутниковых сигналов, причем местоположение X1 вычисляется по псевдорасстояниям, вычисленным из данных местоположения и времени, выделенных из сигналов, переданных созвездием спутников, содержащий этап вычисления первого защитного предела VPL1 в первом направлении от местоположения X1 и включающий далее следующие этапы: вычисляют границу МММ+, соответствующую смещению вычисленного местоположения относительно реального местоположения XF движущегося тела, причем это смещение происходит в первом направлении и происходит из-за отражений сигналов во время их передачи; и вычисляют второй защитный предел VPL2 на местоположении, вычисленном во втором направлении, противоположном первому направлению из вычисленного местоположения, и включают в него границу защитного предела. Достигаемым техническим результатом изобретения является увеличение точности определения защитного предела в двух противоположных направлениях. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу определения защитного предела местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым данным. Способ может быть осуществлен, в частности, для определения местоположения транспортного средства, например, в глобальной навигационной системе (GPS)
Уровень техники
Традиционно местоположение транспортного средства, такого как самолет, определяется, во-первых, на основе данных, поставляемых бортовым измерительным блоком (включающим в себя, например, инерциальное устройство и барометрический высотомер), и, во-вторых, из данных, выделенных из спутниковых сигналов, полученных от созвездия спутников на орбите вокруг Земли. Информация, поступающая от спутниковых сигналов, включает в себя расстояния (известные как псевдорасстояния) между самолетом и спутниками, передающими спутниковые сигналы, и эти псевдорасстояния рассчитываются на основе местоположения спутников и времени, необходимого для сигналов, чтобы достичь самолета. Совместная обработка этих данных местоположения и времени, например, с помощью вычислительного фильтра калмановского типа дает возможность определить состояние самолета, т.е. его особо точное местоположение, которое близко к истинному местоположению самолета, скорость и высоту самолета.
Между приемом двух групп спутниковых сигналов местоположение самолета экстраполируется или оценивается на основе инерционных данных, отнесенных к самому последнему вычисленному местоположению. Это местоположение, определенное подобным образом, периодически обновляется при каждой возможности, когда принимаются спутниковые сигналы.
Точность вычисленного местоположения, однако, очень чувствительна к отказу внутри созвездия спутников, т.е. в случае спутникового отказа, повлиявшего на точность информации, которую он передает, и в случае необнаруживаемого отказа, или же кроме этого в случае двух спутников в созвездии, отказавших одновременно или последовательно (в то же время риск одновременного отказа в работе трех спутников настолько мал, что может игнорироваться).
По этой причине общепринято обеспечивать пилота самолета пределом или объемом, которые называются «защитным» пределом, центрированным на вычисленном местоположении, и который является показателем точности вышеупомянутого местоположения, после принятия во внимание риска отказа одного или двух спутников. Полный защитный объем - это вертикально ориентированный цилиндр, определяемый своим радиусом и своей высотой, которые обычно обозначаются как HPL и VPL. Истинное местоположение самолета в предположении, что оно не совпадает точно с вычисленным местоположением, имеет вероятность нахождения вне полного защитного объема, который не больше, чем некоторый приемлемый порог безопасности (или «риск целостности»).
При вычислении защитного объема предполагается, что можно определить риск целостности, принимая во внимание вероятность того, что в созвездии спутников нет никаких отказов, есть один отказ и есть два отказа. Защитный объем, соответствующий каждому условию, вычисляется на основе статистического распределения для ошибки местоположения. Полный защитный объем определяется таким образом, что риск целостности не меньше, чем вероятность того, что реальное местоположение лежит внутри защитного объема. Существует несколько способов вычисления этого защитного объема. Документ US-A-2004/239560 описывает один такой способ вычисления.
Однако отказы в созвездии спутников - не единственное событие, которое может влиять на точность вычисленного местоположения. Так, может случиться, что сигналы подвергаются отражениям, например, от географического рельефа, вдоль пути следования сигналов к летательному аппарату. Эти отражения (обычно на них ссылаются как на многолучевое распространение) увеличивают время между сигналами, передаваемыми спутниками, и теми же самыми сигналами, принятыми самолетом, и они привносят ошибку в вычислении псевдорасстояний. На фиг.2 и 3 можно увидеть два весьма упрощенных примера, показывающих влияние подобных отражений на вычисление вертикальной компоненты местоположения самолета на базе только из двух спутников. Линии Y7 и Y'7 отображают псевдорасстояния между самолетом и спутником 2.7 соответственно без и с многолучевым распространением, а линия Y8 отображает псевдорасстояние между самолетом и спутником 2.8 в отсутствие многолучевого распространения. Истинное местоположение Xj самолета находится в точке пересечения между линиями Y7 и Y8. На фиг.2, где самолет находится между двумя спутниками, разнесенными очень далеко, можно заметить, что истинное местоположение Xj лежит выше ложного местоположения XF, тогда как обратное изображается на фиг.3, где спутники находятся близко друг к другу. Подобная конфигурация особенно неприятна для самолета, учитывая, что точность в вертикальной компоненте относительно поверхности Земли имеет большое значение.
В существующих способах вертикальный защитный предел одинаков вверх и вниз, хотя, как упомянуто выше, точность определения в одном направлении или в другом направлении не приводит к одинаковым последствиям, в особенности в определенных обстоятельствах, специфических для самолета, летящего на небольшой высоте или в процессе посадки. Кроме того, в существующих способах вертикальный защитный предел ненадежен перед явлением многолучевого распространения.
Цель изобретения
Целью изобретения является создание способа, позволяющего усовершенствовать вычисление защитных пределов в двух противоположных направлениях.
Сущность изобретения
С этой целью изобретение предоставляет способ определения защитного предела вокруг местоположения X1 движущегося тела, оснащенного приемником спутниковых сигналов, причем местоположение X1 вычисляется по псевдорасстояниям, вычисленным из данных местоположения и времени, выделенных из сигналов, переданных созвездием спутников, содержащий этап вычисления защитного предела VPL1 в первом направлении от местоположения X1 и включающий далее следующие этапы:
- вычисляют границу МММ+, соответствующую смещению вычисленного местоположения относительно реального местоположения XF движущегося тела, причем это смещение происходит в первом направлении и происходит из-за отражений сигналов во время их передачи; и
- вычисляют второй защитный предел VPL2 на местоположении, вычисленном во втором направлении, противоположном первому направлению из вычисленного местоположения, и включают в него границу.
Термин «направление» употребляется здесь в его собственном, каждодневном значении (подобно тому же вектору) для того, чтобы указать ориентацию от начала к заданной точке параллельно прямой линии, проходящей через начало и упомянутую точку. Таким образом, относительно вертикальной оси имеется два противоположных направления, соответственно вверх и вниз параллельно упомянутой оси. В способе по изобретению защитный предел по второму направлению включает в себя границу, чтобы учесть отражения сигнала. В результате можно получить защитные пределы в первом и втором направлениях, различающиеся в зависимости от того, насколько критична ошибка по каждому из этих направлений.
Предпочтительно, чтобы вычисление местоположения X1 по псевдорасстояниям выполнялось с помощью матрицы НV наблюдений за созвездием, которая включает в себя параметры места и времени, границу МММ+ и второй защитный предел VPL2, вычисленные с использованием следующих этапов:
- оценивают уход b часов приемника и определяют максимальное влияние bmax отражений на оцененный уход часов;
- корректируют псевдорасстояния оцененным уходом часов;
- вычисляют максимальную ошибку ΔY' на скорректированные псевдорасстояния из-за максимального влияния bmax;
- вычисляют второе местоположение Х2 из скорректированных псевдорасстояний и из подматрицы HF матрицы HV наблюдения, объединяющей только параметры местоположения;
- вычисляют границу МММ+ из псевдоинверсии G' подматрицы HF и из максимальной ошибки ΔY; и
- вычисляют второй защитный предел VPL2 добавлением к первоначальному защитному пределу VPL1 границы МММ+ и расстояния между первым местоположением P1 и вторым местоположением P2 параллельно этим направлениям.
Этот способ вычисления особенно подходит для осуществления изобретения. Другие характеристики и преимущества изобретения проявятся при чтении нижеследующего описания частного неограничивающего варианта осуществления изобретения.
Краткое описание чертежей
Ссылка делается на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 представляет схематическое изображение созвездия спутников, расположенных выше горизонта самолета, и
фиг.2 и 3 представляют диаграммы, показывающие, как определяется вертикальная компонента местоположения самолета.
Подробное описание изобретения
По фиг.1, способ изобретения описан здесь со ссылкой на самолет 1, имеющий на борту навигационную систему, использующую данные, поступающие от N спутников 2.i (где i лежит в диапазоне от 1 до N, т.е. 2.1, 2.2, 2.3, 2.4, 2.5, 2.6, 2.7, 2.8, 2.10, 2.11, 2.12 на чертеже), причем спутники расположены на орбите вокруг Земли 100, а также использующую информацию, поступающую от инерциального блока, установленного на борту самолета 1.
Инерциальный блок известен сам по себе и реагирует на датчики, прикрепленные к самолету 1 для передачи информации, связанной, в частности, с дифферентом самолета, его скоростью.
Спутники 2.1-2.12 образуют часть спутникового комплекса на орбите вокруг Земли и являются частью системы спутникового позиционирования глобальной навигационной системы (GPS). Каждый из спутников 2.i непрерывно передает сигнал о его собственном местоположении и точное время, в которое сигнал отправлен. N спутников 2.i, таким образом, передают N сигналов с регулярными интервалами, и эти сигналы ниже рассматриваются как «спутниковые данные».
Навигационная система включает в себя традиционным образом компьютерный блок, связанный с инерциальным блоком и приемником для приема спутниковых сигналов. Компьютерный блок традиционно включает в себя процессоры и запоминающие устройства, которые позволяют ему вычислять псевдорасстояния между самолетом 1 и каждым из спутников 2.i, сигнал от которого обнаружен приемником, и объединять псевдорасстояния и данные, поступающие от инерциального блока так, чтобы определить, среди прочего, местоположение самолета 1.
Вычисления выполняются традиционным образом с помощью калмановских фильтров или любого другого алгоритма, который служит, в частности, для объединения данных.
Навигационная система, таким образом, действует периодически, чтобы вычислять и определять состояние самолета, т.е. местоположение, скорость и высоту самолета на базе инерциальных данных спутниковой информации. Местоположение определяется горизонтальной компонентой (такой как широта и долгота) и вертикальной компонентой (такой как высота).
Между приемом двух посылок спутниковых сигналов навигационная система действует для вычисления и выдачи местоположений, которые оцениваются исключительно из инерциальной информации (которая доступна непрерывно), начиная с ранее определенных местоположений, причем эта операция называется «распространением». При получении новых спутниковых данных оцененное местоположение перезагружается как функция от упомянутых новых спутниковых данных, причем эта операция называется «перезагрузка». Перезагрузка выполняется только если спутниковая информация удовлетворяет тесту проверки правильности, который сам по себе известен и называется тестом «обновления».
Для каждого вычисленного местоположения система также обеспечивает защитный объем, определяемый горизонтальным защитным пределом HPL и вертикальным защитным пределом VPL, вычисленным по спутниковым данным. Для упрощения обратимся первоначально к вертикальному защитному пределу VPL (поскольку принципы, по которым рассчитаны вертикальный защитный предел и горизонтальный защитный предел, по существу идентичны).
Защитный объем, который должен быть как можно меньше, определяется таким образом, что если реальное местоположение Х самолета не совпадает точно с вычисленным местоположением, то тогда вероятность реального местоположения, лежащая вне полного защитного объема, не больше, чем некоторый приемлемый порог безопасности.
Вообще каждый защитный предел вычисляется на основе вероятности отказа в созвездии спутников, вероятности отсутствия отказа в созвездии спутников и заранее определенном первом пороге Pir безопасности. Таким образом, вероятность ошибки е местоположения, будучи больше, чем защитный предел, сама по себе меньше или равна допустимому порогу Pir безопасности в случае отказа в спутниковой группировке (этот порог безопасности известен как риск «целостности»). Это записывается так:
Р(е≥PL)≤Pir.
Защитный предел вычисляется обычным образом на основе статистического распределения ошибки относительно вычисленного местоположения (Гауссовское распределение для вертикальной компоненты местоположения и распределение χ2 для горизонтальной компоненты местоположения). Риск Pir целостности не должен быть превышен в случае отказа одного или двух спутников из группировки. Отказ трех спутников в группировке имеет вероятность 10-12, и он игнорируется.
Способ, в котором предел вертикального местоположения рассчитывается для вычисленного местоположения X1, описан ниже.
Вычисленное местоположение X1 получается обычным образом по псевдорасстояниям и из матрицы Hv наблюдений за созвездием спутников, объединяющей параметры местоположения - косинусы направления для каждого из спутников 2.i (служащее для геометрического соединения каждого спутника с самолетом) - и временные параметры, относящиеся к уходу часов приемника и одинаковые для всех спутников (и равные 1 для данного примера).
Это дает Hv=[ui1], имеющую следующую псевдоинверсию:
G=(HvT·Hv)-1·HvT.
Вертикальная компонента z1 местоположения X1 задается как:
z1=[0010]·G·Y.
Вертикальный защитный предел VPL вычисляется обычным образом по статистическому распределению ошибки относительно вертикального компонента.
Первый вертикальный защитный предел VPL1 в направлении вверх равен VPL.
Далее вычисляется второй вертикальный защитный предел VPL2 в направлении вниз.
Для этого уход часов b оценивается следующим образом:
Figure 00000001
и максимальное воздействие bmax отраженных волн на оцененный уход часов вычисляется по следующей формуле:
Figure 00000002
где G4i являются временными параметрами матрицы G (суммы, связанные соответственно с положительными G4i и отрицательными G4i), a ΔY является максимально возможной ошибкой измерения из-за отражений.
Эта ошибка связана со свойствами приемника спутниковых сигналов и вычисляется, например, при помощи способа, включающего в себя этап, на котором сигнал считается представляющим корреляцию энергии между принятым сигналом и опорным сигналом, и этап, на котором ведется поиск отклонения между определяемым сигналом и центрированным сигналом, представляющим автокорреляцию энергии при псевдослучайном кодировании, причем упомянутое отклонение, найденное подобным образом, соответствует ошибке слежения кода.
При этом способе поиск отклонения между центрированным сигналом и определяемым сигналом также заключается в смещении определяемого сигнала на длительность смещения.
Для большей точности искомое смещение между центрированным сигналом и определяемым сигналом соответствует длительности смещения, приложенной к определяемому сигналу для того, чтобы в результате определяемый сигнал, располагался как можно ближе к центрированному сигналу.
При первом выполнении поиска смещения между определяемым сигналом и центрированным сигналом сумма квадратов разностей между центрированным сигналом и определяемым сигналом вычисляется для каждой величины смещения определяемого сигнала, причем эта сумма квадратов ограничивается нарастающей частью центрированного сигнала. Искомое смещение является смещением, приложенным к принимаемому сигналу, для которого квадратичная сумма вычисленных ошибок является наименьшей.
При втором выполнении поиска смещения между определяемым сигналом и сцентрированным сигналом выявляется максимум определяемого сигнала. Выявление максимума в определяемом сигнале состоит в вычислении энергии определяемого сигнала для каждой длительности смещения, примененной к определяемому сигналу совместно с найденным смещением, являющимся смещением определяемого сигнала, которое дает наибольшую энергию для определяемого сигнала.
При третьем выполнении поиска смещения между определяемым сигналом и центрированным сигналом выявляется разрыв в крутизне определяемого сигнала. Выявление разрыва в крутизне заключается в вычислении разности энергии между двумя последовательными смещениями определяемых сигналов.
В четвертом выполнении поиска смещения между определяемым сигналом и центрированным сигналом вычисляется произведение корреляции между каждым центрированным сигналом и определяемым сигналом для каждых продолжительностей смещений, примененных к определяемому сигналу, причем центрированный сигнал ограничивается своей нарастающей частью. Искомое смещение является смещением определяемого сигнала, для которого вычисленная величина корреляции наибольшая.
После этого псевдорасстояния Y корректируются на основе оцененного ухода
Figure 00000003
часов, т.е.:
Figure 00000004
,
и максимальная ошибка ΔY' из-за отражений на исправленных псевдорасстояниях Y' вычисляется следующим образом:
ΔY'=ΔY+bmax.
Второе местоположение Х2 вычисляется затем из скорректированных псевдорасстояний Y' и из подматрицы HF матрицы Hv наблюдений таким образом, что подматрица HF включает в себя только параметры местоположения матрицы Hv, т.е.:
Hv=[HF lnx1]
c Hv=[ui].
Вертикальная компонента
Figure 00000005
местоположения Х2, таким образом, равна
Figure 00000006
с
G'=(HFT·HFT)-1·HFT.
Граница МММ+ тогда вычисляется таким образом, что
Figure 00000007
с матрицей G3i', представляющей параметры, связанные с вертикальной компонентой в матрице G, и эта сумма применима только к тому параметру, который больше 0.
Затем вычисляется расстояние между местоположениями X1 и Х2 вдоль вертикальной оси, т.е. d(X1, Х2)2.
Второй вертикальный защитный предел VPL2 тогда равен:
VPL2=VPL+МММ++d(X1, X2).
Как вариант, максимальное воздействие bmax может быть вычислено с помощью следующей формулы:
Figure 00000008
и второй защитный предел может быть вычислен с помощью следующей формулы:
Figure 00000009
В другом варианте возможно вычислить границу для первого защитного предела VPL1:
VPL1=VPL+MMM-+d(X1,X2)z, где
Figure 00000010
Естественно, изобретение не ограничивается описанными реализациями, но охватывает любой вариант, попадающий в пределы изобретения, как определено в формуле изобретения.
Местоположения могут быть оценены только из спутниковых данных или используя данные, поступающие от измерительного блока, такого как инерциальный блок.
Изобретение применимо для любого движущегося объекта, такого как сухопутное, морское или иное транспортное средство.
Если спутниковая система навигации не в состоянии работать с местоположением, которое находится вне центра относительно вычисленных защитных пределов, то способ включает в себя этап суммирования защитных пределов и этап вычисления местоположения, находящегося в центре относительно этой суммы.
Вычисление различных защитных пределов в двух различных направлениях может также применяться для горизонтальных направлений.

Claims (6)

1. Способ определения защитного предела вокруг местоположения X1 движущегося тела, оснащенного приемником спутниковых сигналов, причем местоположение X1 вычисляется по псевдорасстояниям, вычисленным из данных местоположения и времени, выделенных из сигналов, переданных созвездием спутников, содержащий этап вычисления первого защитного предела VPL1 в первом направлении от местоположения X1 и включающий далее следующие этапы:
вычисляют границу МММ+, соответствующую смещению вычисленного местоположения относительно реального местоположения XF движущегося тела, причем это смещение происходит в первом направлении и происходит из-за отражений сигналов во время их передачи; и
вычисляют второй защитный предел VPL2 на местоположении, вычисленном во втором направлении, противоположном первому направлению из вычисленного местоположения, и включают в него границу.
2. Способ по п.1, в котором вычисление местоположения X1 по псевдорасстояниям выполняют с помощью матрицы HV наблюдений за созвездием, которая включает в себя параметры местоположения и времени, границу МММ+ и второй защитный предел VPL2, вычисленные с использованием следующих этапов:
оценивают уход b часов приемника и определяют максимальное влияние bmax отражений на оцененный уход часов;
корректируют псевдорасстояния оцененным уходом часов;
вычисляют максимальную ошибку ΔY' на скорректированные псевдорасстояния из-за максимального влияния bmax;
вычисляют второе местоположение X2 из скорректированных псевдорасстояний и из подматрицы HF матрицы HV наблюдения, объединяющей только параметры местоположения;
вычисляют границу МММ+ из псевдоинверсии G' подматрицы HF и из максимальной ошибки ΔY; и
вычисляют второй защитный предел VPL2 добавлением к первому защитному пределу VPL1 границы МММ+ и расстояния между первым местоположением X1 и вторым местоположением X2 параллельно этим направлениям.
3. Способ по п.1, включающий этап суммирования первого защитного предела VPL1 и второго защитного предела VPL2, включающего границу МММ+, и этап вычисления центрированного местоположения относительно упомянутой суммы.
4. Способ по п.1, в котором движущимся телом является самолет и направления вертикальны.
5. Способ по п.4, в котором второе направление ориентировано вниз.
6. Способ по п.1, включающий этап включения границы МММ- в первый защитный предел VPL1, причем защитный предел соответствует смещению вычисленного местоположения X1 относительно реального местоположения XF во втором направлении и из-за отражений этих сигналов.
RU2008128376/09A 2007-07-13 2008-07-11 Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам RU2389042C2 (ru)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0705091A FR2918764B1 (fr) 2007-07-13 2007-07-13 Procede de determination de limite de protection autour d'une position d'un corps mobile calculee a partir de signaux satellitaires.
FR0705091 2007-07-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008128376A RU2008128376A (ru) 2010-01-20
RU2389042C2 true RU2389042C2 (ru) 2010-05-10

Family

ID=39102999

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008128376/09A RU2389042C2 (ru) 2007-07-13 2008-07-11 Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам

Country Status (6)

Country Link
EP (1) EP2015097B1 (ru)
AT (1) AT477506T (ru)
DE (1) DE602008002110D1 (ru)
ES (1) ES2348776T3 (ru)
FR (1) FR2918764B1 (ru)
RU (1) RU2389042C2 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2950150B1 (fr) * 2009-09-17 2012-08-24 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'aide a la navigation d'un aeronef volant a basse altitude

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2830320B1 (fr) * 2001-09-28 2003-11-28 Thales Sa Centrale de navigation inertielle hybryde a integrite amelioree
FR2853062B1 (fr) * 2003-03-25 2005-07-08 Thales Sa Aide a la navigation augmentee en integrite verticale
EP1729145B1 (en) * 2005-06-02 2013-08-07 GMV Aerospace and Defence S.A. Method and system for providing GNSS navigation position solution with guaranteed integrity in non-controlled environments

Also Published As

Publication number Publication date
RU2008128376A (ru) 2010-01-20
EP2015097B1 (fr) 2010-08-11
AT477506T (de) 2010-08-15
FR2918764A1 (fr) 2009-01-16
FR2918764B1 (fr) 2009-08-21
DE602008002110D1 (de) 2010-09-23
ES2348776T3 (es) 2010-12-14
EP2015097A1 (fr) 2009-01-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10761215B2 (en) Positioning device and positioning method
US6424914B1 (en) Fully-coupled vehicle positioning method and system thereof
EP2068166B1 (en) Navigation system with apparatus for detecting accuracy failures
US6496778B1 (en) Real-time integrated vehicle positioning method and system with differential GPS
JP3548577B2 (ja) フェイルセーフ動作差分式gps地上局システム
US7940210B2 (en) Integrity of differential GPS corrections in navigation devices using military type GPS receivers
US6760663B2 (en) Solution separation method and apparatus for ground-augmented global positioning system
US7504996B2 (en) Satellite-based positioning receiver with improved integrity and continuity
JP5232994B2 (ja) Gps受信装置およびgps測位補正方法
EP2081044A2 (en) Navigation system with apparatus for detecting accuracy failures
US8909471B1 (en) Voting system and method using doppler aided navigation
US8566033B2 (en) Method for determining the position of a mobile body at a given instant and for monitoring the integrity of the position of said mobile body
CN103097911A (zh) 用于检测和排除gnss系统中多个卫星故障的方法和装置
CN101395443A (zh) 混合定位方法和设备
US9817126B2 (en) Methods for identifying whether or not a satellite has a line of sight
EP2418515A1 (en) Integrity method for differential corrections
EP3722834A1 (en) Integrity monitoring of primary and derived parameters
JP2019105465A (ja) 欺瞞信号検出システム及び欺瞞信号検出方法
RU2389042C2 (ru) Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам
US9983314B2 (en) System for excluding a failure of a satellite in a GNSS system
Gold et al. A hybrid integrity solution for precision landing and guidance
US8355867B2 (en) Method and system for detecting multiple paths in a system of satellite navigation
US9638806B2 (en) System and method for detecting ambiguities in satellite signals for GPS tracking of vessels
Kirkko-Jaakkola et al. Improving TTFF by two-satellite GNSS positioning
RU2379702C1 (ru) Способ нахождения охранного предела с компенсацией на задержки вычисления

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170712