RU2708679C1 - Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения - Google Patents
Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2708679C1 RU2708679C1 RU2019111337A RU2019111337A RU2708679C1 RU 2708679 C1 RU2708679 C1 RU 2708679C1 RU 2019111337 A RU2019111337 A RU 2019111337A RU 2019111337 A RU2019111337 A RU 2019111337A RU 2708679 C1 RU2708679 C1 RU 2708679C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- time
- interference
- location
- moment
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах повышения безопасности полета и посадки воздушных судов (ВС). Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обнаружения внешней имитационной помехи самим ВС. Для этого в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит об обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС. 1 ил.
Description
Изобретение относится к областям глобальных навигационных спутниковых систем и авиации и может быть использовано для повышения безопасности полета и посадки воздушных судов (ВС).
Известно изобретение «Способ определения недопустимой аномалии принимаемых сигналов навигационных спунтиков» (патент №2393504 по МПК G01S 19/07 от 23.10.2008 г., характеризующийся формированием, так называемых дифференциальных поправок (ДП) к кодам псевдодальности (ПД), определяемым на ВС с помощью бортового спутникового навигационного приемника, например, - простейшего приемоиндикатора в гражданской авиации. При этом ДП формируются значительно более точной и надежной, чем бортовой навигационный приемник, наземной стационарной локальной контрольно-корректирующей станцией (ЛККС) и выдается по радиоканалу на борт ВС для уточнения кодов ПД, а следовательно - координат местоположения ВС.
Слабым местом известного способа является радиоканал, по которому из ЛККС на борт ВС (обычно на ультра коротких волнах - УКВ, в зоне аэропорта) передаются ДП. При этом злоумышленник, вооруженный соответствующим передатчиком УКВ может передавать ложные коды ДП, а еще проще заглушить указанный канал и ухудшить условия безопасности полета и посадки ВС при менее точных координатах местоположения ВС.
Указанный недостаток устранен в ниже приведенном изобретении.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является «Способ повышения безопасности полета и посадки ВС с помощью ЛККС» (патент №2666554 по МПК G01S 19/01 по заявке №2017135650 от 06.10.2017 г.), характеризующийся - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС. Одним из вариантов простого решения является использование вблизи ЛККС УКВ - радиоприемника, обнаруживающего радиопередатчик злоумышленника, который затем подлежит нейтрализации, а более сложные технические варианты решения относятся к защите кодограммы передачи ДП по радиоканалу.
Однако известный способ не может помочь, также как и ЛККС, при формировании злоумышленником направленной на ВС имитационной помехи в зоне видимого созвездия НС, что по силам современным беспилотникам.
Техническим результатом заявляемого изобретения является обнаружение внешней имитационной помехи самим ВС путем прогнозирования ожидаемых кодов ПД и сопоставления их с соответствующими реальными кодами ПД.
Технический результат достигается тем, что способ обнаружения ВС внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения, характеризующийся использованием на ВС приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС, а также - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС, а также тем, что в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит о обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.
На фиг. 1 представлен эскиз, поясняющий рассматриваемый способ.
На эскизе показаны группа 1 видимых конкретным ВС в данный момент времени НС 1.1, 1.2, 1.3, … 1.n созвездия НС (российской ГЛОНАС, американской GPSn др.), источник имитационной помехи, например, беспилотный летательный аппарат БПЛА) 2 с радиопередатчиком 2.1 и само ВС 3 с приемоиндикатором 3.1.
Способ осуществляется следующим образом.
Пусть на ВС 3 используют в качестве спутникового радионавигационного приемника типовой для гражданской авиации приемоиндикатор 3.1, воспринимающий радиосигналы НС от любых глобальных спутниковых радионавигационных систем (СРНС), а на БПЛА - используют радиопередатчик 2.1, имитирующий радиосигналы одной или нескольких глобальных СРНС (ГЛОНАС, GPS и др.).
В отсутствии БПЛА 2 приемоиндикатор 3.1 в конкретный текущий момент времени принимает радиосигнал (достаточно от четырех любых НС, главное кондиционных), например, от НС 1.1, 1.2, 1.3 и 1.n. Радиосигнал от каждого НС представляет собой сложную радиопосылку, содержащую, в числе прочего, номер НС, местоположение НС в пространстве и код псевдодальности (ПД), представляющий собой точное время в системе единого времени (на НС используют атомные часы), излучения радиосигнала этим НС. Приемоиндикатор 3.1 определяет точное время приема этого радиосигнала в той же системе единого времени, расчитывает время в пути этого радиосигнала, как разницу времени приема и времени излучения данной радиопосылки от этого НС, а затем определяет ПД до этого НС как произведение времени в пути на скорость распространения радиоволн - 300000 км/с. При этом ВС 3 в данный момент времени находится в одной из точек окружности равноудаленной от соответствующего НС на величину рассчитанного значения ПД. Аналогично приемоиндикатор 3.1 определяет ПД по четырем выбранным им НС, а местоположение ВС 3 в пространстве будет определяться однозначно как точка пересечения четырех соответствующих окружностей. Таким образом в каждый момент времени автоматически определяется и индицируется на приемоиндикаторе 3.1 его (а с ним иВС3) местоположение в пространстве.
Злоумышленник с помощью БПЛА 2 имеет цель навредить ВС 3 путем имитации радиосигнала СРНС таким образом, чтобы ВС 3, не имеющий специальных средств защиты, воспринимал бы радиосигнал БПЛА 2 в качестве реального НС (эффект «ложного спутника»), но при этом имитируемый радиопередатчиком 2.1 радиосигнал содержал бы не верный код ПД (например, указывая не верное время излучения радиосигнала), что привело бы к ошибке при оределении местоположения ВС 3 в пространстве, что особенно опасно, например, при посадке ВС 3 при плохой видимости.
Рассмртрим теперь способ обнаружения в ВС 3 «ложного спутника» - БПЛА 2, имитирующего помеху.
Способ характеризуется использованием на ВС 3 приемоиндикатора 3.1 спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС 3, а также - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС 3. В качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС 3 вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС 3 для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором 3.1 данного ВС 3 навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе 3.1 данного ВС 3 получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит о обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.
При этом программа вычислителя ВС 3 может использовать следующий алгоритм.
В момент времени tk при нормальном функционировании всех спутников рабочего созвездия и ИНС формируется вектор разностей скоростей Δνk, измеренных приемоиндикатором СРНС и ИНС также в момент времени tk
Вычисленное значение Δνk поступает в фильтр Калмана.
На выходе фильтра наблюдается наилучшая линейная оценка Наличие величины позволяет найти наилучшую оценку скорости по измерениям двух рассматриваемых навигационных датчиков согласно выражению
Величина Δνk+n представляет прогнозируемое значение расхождений измерений скорости ПИ СРНС и ИНС.
Начиная с момента tk в течение интервала времени Δt с частотой обновления навигационной информации проводится пересчет текущих координат ИНС с учетом наблюдаемых расхождений по координатам СРНС и ИНС в эквивалентные псевдодальности до всех КА рабочего созвездия
Прогнозируемый вектор псевдодальностей на основе информации от ИНС а также вектор псевдодальностей, измеренных ПИ СРНС в каждый момент времени в течение текущего интервала прогнозирования поступают в блок анализа различий псевдодальностей.
где m - число КА, находящихся в режиме сопровождения в измерительных каналах ПИ СРНС.
Псевдодальности Δr(j)k+i вектора различий ΔRk+i, полученного путем обработки информации рассматриваемых навигационных приборов, могут быть выбраны в качестве диагностических признаков для обнаружения "ложных спутников", созданных террористической группировкой с целью создать имитационную помеху.
Предположим ситуацию, когда в момент времени tk, находящийся в пределах, интервала Δt, то есть при tk≤te≤tk+Δt, при очередном обновлении информации происходит "захват" "ложного спутника" в качестве j-го КА рабочего созвездия. Это приводит к появлению аномально большой компоненты |Δre(j)k+i| вектора ΔRk+i, соответствующей j-му измерительному каналу. Если j-я компонента превышает порог, соответствующий допустимому уровню ошибки определения координат в горизонтальной плоскости
то принимается решение о наличии аномального измерения в j-м измерительном канале ПИ СРНС и j-й КА исключается из решения навигационной задачи.
Claims (1)
- Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения, характеризующийся использованием на воздушном судне (ВС) приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС, а также использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС, отличающийся тем, что в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем в вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС (ВНС) в излучении имитационной помехи, повторение выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени ВНС свидетельствует о факте обнаружения внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111337A RU2708679C1 (ru) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111337A RU2708679C1 (ru) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2708679C1 true RU2708679C1 (ru) | 2019-12-11 |
Family
ID=69006463
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019111337A RU2708679C1 (ru) | 2019-04-16 | 2019-04-16 | Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2708679C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737948C1 (ru) * | 2020-02-18 | 2020-12-07 | Александр Ефимович Фридман | Способ обнаружения, оценки параметров и подавления имитационных помех и навигационный приемник с устройством обнаружения, оценки параметров и подавления имитационных помех |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2079148C1 (ru) * | 1994-06-23 | 1997-05-10 | Научно-исследовательский институт "Научный центр" | Многоканальный приемоиндикатор спутниковых радионавигационных систем |
US6111538A (en) * | 1994-12-23 | 2000-08-29 | Stanford Telecommunications, Inc. | Cellular positioning system (CPS) |
RU2286584C2 (ru) * | 2004-09-20 | 2006-10-27 | Алексей Николаевич Армизонов | Способ автономного мгновенного определения пользователями-абонентами координат местоположения, составляющих вектора скорости, угловой ориентации в пространстве и пеленга по фазе несущей радиосигналов наземных радиомаяков, ретранслируемых спутниками |
RU2432584C2 (ru) * | 2010-01-25 | 2011-10-27 | Мстар Семикондактор, Инк. | Способ определения координат мобильного приемника спутниковой радионавигационной системы (срнс) |
RU2666554C1 (ru) * | 2017-10-06 | 2018-09-11 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения безопасности полета и посадки воздушных судов с помощью локальной контрольно-корректирующей станции |
-
2019
- 2019-04-16 RU RU2019111337A patent/RU2708679C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2079148C1 (ru) * | 1994-06-23 | 1997-05-10 | Научно-исследовательский институт "Научный центр" | Многоканальный приемоиндикатор спутниковых радионавигационных систем |
US6111538A (en) * | 1994-12-23 | 2000-08-29 | Stanford Telecommunications, Inc. | Cellular positioning system (CPS) |
RU2286584C2 (ru) * | 2004-09-20 | 2006-10-27 | Алексей Николаевич Армизонов | Способ автономного мгновенного определения пользователями-абонентами координат местоположения, составляющих вектора скорости, угловой ориентации в пространстве и пеленга по фазе несущей радиосигналов наземных радиомаяков, ретранслируемых спутниками |
RU2432584C2 (ru) * | 2010-01-25 | 2011-10-27 | Мстар Семикондактор, Инк. | Способ определения координат мобильного приемника спутниковой радионавигационной системы (срнс) |
RU2666554C1 (ru) * | 2017-10-06 | 2018-09-11 | Олег Иванович Завалишин | Способ повышения безопасности полета и посадки воздушных судов с помощью локальной контрольно-корректирующей станции |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737948C1 (ru) * | 2020-02-18 | 2020-12-07 | Александр Ефимович Фридман | Способ обнаружения, оценки параметров и подавления имитационных помех и навигационный приемник с устройством обнаружения, оценки параметров и подавления имитационных помех |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10408942B2 (en) | Systems and methods to detect GPS spoofing | |
EP3598177B1 (en) | Selected aspects of advanced receiver autonomous integrity monitoring application to kalman filter based navigation filter | |
US7479923B2 (en) | Airspace separation control and collision avoidance | |
US20160097859A1 (en) | Monitor based ambiguity verification for enhanced guidance quality | |
US8909471B1 (en) | Voting system and method using doppler aided navigation | |
US20180238709A1 (en) | Systems and Methods for Determining Quality and Integrity of Source Information to Determine Navigation Information of an Object | |
US20090182495A1 (en) | Navigation system with apparatus for detecting accuracy failures | |
US20100271259A1 (en) | Methods and Systems to Diminish False-Alarm Rates in Multi-Hypothesis Signal Detection Through Combinatoric Navigation | |
US20140350885A1 (en) | Method and apparatus for evaluating satellite positioning quality | |
Sahawneh et al. | Detect and avoid for small unmanned aircraft systems using ADS-B | |
Tanil | Detecting GNSS spoofing attacks using INS coupling | |
RU2584689C1 (ru) | Многопозиционная система определения местоположения воздушных судов | |
Tanil et al. | Experimental validation of INS monitor against GNSS spoofing | |
RU2558699C1 (ru) | Комплексный способ навигации летательных аппаратов | |
RU2708679C1 (ru) | Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения | |
US9562788B1 (en) | System and method for doppler aided navigation using weather radar | |
US20220244407A1 (en) | Method for Generating a Three-Dimensional Environment Model Using GNSS Measurements | |
Al Hage et al. | Improved outdoor localization based on weighted Kullback-Leibler divergence for measurements diagnosis | |
US8416100B2 (en) | Method and device for monitoring a horizontal position of an aircraft rolling on the ground | |
Pakowski et al. | Methods for testing military radars produced in Poland | |
EP1970723A1 (en) | Method for the computation of improved SBAS protection levels valid in non-controlled environments | |
RU2668597C1 (ru) | Способ выявления неисправностей и отказов бортовых измерителей параметров движения и спутниковых навигационных систем движущихся объектов | |
Muralikrishna et al. | Autonomous Integrity Monitoring of INS/GPS Integrated Navigation System under Multipath Environment | |
Isik et al. | A machine learning based GNSS performance prediction for urban air mobility using environment recognition | |
RU2389042C2 (ru) | Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам |