RU2791603C1 - Method for monitoring performance of onboard receiver of satellite radionavigation system - Google Patents

Method for monitoring performance of onboard receiver of satellite radionavigation system Download PDF

Info

Publication number
RU2791603C1
RU2791603C1 RU2022117326A RU2022117326A RU2791603C1 RU 2791603 C1 RU2791603 C1 RU 2791603C1 RU 2022117326 A RU2022117326 A RU 2022117326A RU 2022117326 A RU2022117326 A RU 2022117326A RU 2791603 C1 RU2791603 C1 RU 2791603C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
value
aircraft
roll
pitch
srns
Prior art date
Application number
RU2022117326A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Сергеевич Ткаченко
Original Assignee
Федеральное государственное казенное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) filed Critical Федеральное государственное казенное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж)
Application granted granted Critical
Publication of RU2791603C1 publication Critical patent/RU2791603C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: radio engineering.
SUBSTANCE: height of the aircraft measured by the radio altimeter used in monitoring the operability of the onboard SRNS receiver is corrected taking into account the pitch and roll of the aircraft. In this case, the pitch is corrected only if the pitch value exceeds half of the radio altimeter antenna beamwidth (ABW), roll corrected only if the roll value exceeds half of the radio altimeter ABW. This makes it possible to reduce the dependence of the formed decision about the inoperability of the SRNS onboard receiver indicator on the influence of the aircraft angular position and, as a result, to increase the probability of correct control of the SRNS onboard receiver operability as a whole.
EFFECT: increasing the probability of correct monitoring of the performance of the onboard receiver of the satellite radio navigation system (SRNS).
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано при создании и модернизации средств контроля работоспособности бортового приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС).The invention relates to the field of radio engineering and can be used in the creation and modernization of the means of monitoring the performance of the onboard receiver-indicator of a satellite radio navigation system (SRNS).

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу (прототипом) является способ контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС (см., например, патент на изобретение №2254591 от 20.06.2005 г.), сущность которого заключается в том, что измеряют высоту hPB полета летательного аппарата (ЛА) с помощью установленного на нем радиовысотомера, определяют высоту hP местности, над которой находится ЛА в момент измерения высоты, используя для этой цели данные о плановых координатах с выхода приемоиндикатора СРНС и цифровую карту местности (ЦКМ), вычисляют абсолютную высоту hA=hPB+hP, сравнивают ее с высотой hПИ, снимаемой с выхода приемоиндикатора СРНС, и формируют сигнал его работоспособности, если

Figure 00000001
меньше устанавливаемого порога П.The closest in technical essence to the claimed method (prototype) is a method for monitoring the performance of the SRNS on-board receiver indicator (see, for example, patent for invention No. apparatus (LA) using a radio altimeter installed on it, determine the height h P of the terrain over which the aircraft is located at the time of measuring the height, using for this purpose data on the planned coordinates from the output of the SRNS receiver indicator and a digital terrain map (DCM), calculate the absolute height h A =h PB +h P , compare it with the height h PI taken from the output of the SRNS receiver indicator, and form a signal of its performance if
Figure 00000001
less than the set threshold P.

К недостаткам прототипа относится снижение вероятности правильного контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС в условиях, когда значения крена или (и) тангажа превышают половину ширины диаграммы направленности антенны (ШДНА) радиовысотомера. Это объясняется следующим. Измеряемая радиовысотомером высота hPB соответствует расстоянию между ЛА и характерным участком подстилающей поверхности (ХУПП), представляющим собой ближайший к ЛА участок подстилающей поверхности от которого сигнал радиовысотомера отражается с достаточной для его приема мощностью. В условиях, когда значения крена и тангажа ЛА меньше половины ШДНА радиовысотомера, ХУПП совпадает с находящейся непосредственно под ЛА точкой и измеряемая радиовысотомером высота hPB в среднем соответствуют относительной высоте h0 ЛА (под относительной высотой h0 ЛА в данном случае понимается расстояние между ЛА и точкой, находящейся на подстилающей поверхности непосредственно под ЛА). В условиях, когда значения крена или (и) тангажа ЛА превышают значение половины ШДНА радиовысотомера, ХУПП сдвигается в сторону от точки, находящейся непосредственно под ЛА, что приводит к увеличению измеряемой радиовысотомером высоты hPB по сравнению с относительной высотой h0, то есть радиовысотомер в этих условиях формирует некорректные измерения hPB. При этом, чем больше значения крена или (и) тангажа, тем больше несоответствие между величинами hPB и h0, тем больше вероятность ложного решения о неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС, тем ниже вероятность правильного контроля его работоспособности в целом.The disadvantages of the prototype include a decrease in the probability of correct control of the performance of the onboard receiver indicator SRNS in conditions where the values of roll and (and) pitch exceed half the width of the antenna pattern (SHDNA) of the radio altimeter. This is explained as follows. The height h PB measured by the radio altimeter corresponds to the distance between the aircraft and the characteristic area of the underlying surface (KULP), which is the area of the underlying surface closest to the aircraft from which the signal of the radio altimeter is reflected with sufficient power to receive it. Under conditions when the roll and pitch values of the aircraft are less than half of the radio altimeter’s SHDNA, the HUPP coincides with the point directly under the aircraft and the height h PB measured by the radio altimeter on average corresponds to the relative height h 0 of the aircraft (in this case, the relative height h 0 of the aircraft means the distance between the aircraft and a point located on the underlying surface directly under the aircraft). Under conditions when the roll and/or pitch values of the aircraft exceed the value of half of the radio altimeter’s SHV, the HPU shifts away from the point directly under the aircraft, which leads to an increase in the height h PB measured by the radio altimeter compared to the relative height h 0 , that is, the radio altimeter under these conditions generates incorrect measurements of h PB . At the same time, the greater the values of roll or (and) pitch, the greater the discrepancy between the values of h PB and h 0 , the greater the probability of a false decision about the inoperability of the onboard SRNS receiver, the lower the probability of correct control of its performance in general.

Таким образом, формируемое в соответствии с прототипом решение о неработоспособности борового приемоиндикатора СРНС существенно зависит от углового положения ЛА в условиях, когда значения крена или (и) тангажа превышают половину ширины диаграммы направленности антенны (ШДНА) радиовысотомера. При этом, чем больше значения крена или (и) тангажа, тем ниже вероятность правильного контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС.Thus, formed in accordance with the prototype, the decision about the inoperability of the onboard receiver indicator SRNS significantly depends on the angular position of the aircraft in conditions where the values of roll and (and) pitch exceed half the width of the antenna pattern (SHDNA) of the radio altimeter. At the same time, the greater the roll and/or pitch values, the lower the probability of correct monitoring of the SRNS onboard receiver-indicator performance.

Техническим результатом изобретения является повышение вероятности правильного контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС.The technical result of the invention is to increase the probability of correct monitoring of the performance of the onboard receiver-indicator of the SRNS.

Указанный результат достигается тем, что в известном способе дополнительно с использованием датчика углового положения (ДУП) измеряют значения тангажа

Figure 00000002
и крена γi ЛА на протяжении его полета, определяют значение индикатора
Figure 00000003
необходимости корректировки величины hPBi по тангажу, для этого сравнивают значение тангажа с половиной ШДНА радиовысотомера, если значение тангажа
Figure 00000002
больше половины ШДНА радиовысотомера, то формируют решение
Figure 00000004
о необходимости корректировки величины hPBi по тангажу, в противном случае формируют решение
Figure 00000005
об отсутствии необходимости корректировки величины hPBi по тангажу, определяют значение индикатора χγi необходимости корректировки величины hPBi по крену, для этого сравнивают значение крена γi с половиной ШДНА радиовысотомера, если значение крена γi больше половины ШДНА радиовысотомера, то принимают решение χγi=1 о необходимости корректировки величины hPBi по крену, в противном случае принимают решение xγi=0 об отсутствии необходимости корректировки величины hPBi по крену, с использованием величин
Figure 00000006
определяют скорректированное значение
Figure 00000007
относительной высоты полета ЛА, с использованием величин
Figure 00000007
и hPi определяют скорректированное значение
Figure 00000008
абсолютной высоты полета ЛА, определяют модуль Mi разности между величинами
Figure 00000008
и
Figure 00000009
, сравнивают модуль Mi с заданным допустимым отклонением Δh, если модуль Mi больше заданного допустимого отклонения Δh, то формируют решение о неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС, в противном случае формируют решение о работоспособности приемоиндикатора СРНС.This result is achieved by the fact that in the known method, in addition using the angular position sensor (APS), the pitch values are measured
Figure 00000002
and roll γ i LA during its flight, determine the value of the indicator
Figure 00000003
the need to adjust the value of h PBi in pitch, for this, the pitch value is compared with half of the radio altimeter SDN, if the pitch value
Figure 00000002
more than half of the radio altimeter SDNA, then form a solution
Figure 00000004
about the need to adjust the value of h PBi in pitch, otherwise a decision is made
Figure 00000005
about the absence of the need to adjust the value of h PBi in pitch, determine the value of the indicator χ γi of the need to adjust the value of h PBi in roll, to do this, compare the value of the roll γ i with half of the radio altimeter's MADN, if the value of the roll γ i is more than half of the MARS of the radio altimeter, then make a decision χ γi =1 about the need to adjust the value of h PBi in roll, otherwise, the decision x γi =0 is made about the absence of the need to adjust the value of h PBi in roll, using the values
Figure 00000006
determine the corrected value
Figure 00000007
relative flight altitude of the aircraft, using the values
Figure 00000007
and h Pi determine the corrected value
Figure 00000008
the absolute altitude of the flight of the aircraft, determine the module M i of the difference between the values
Figure 00000008
And
Figure 00000009
, compare the module M i with the specified allowable deviation Δh, if the module M i is greater than the specified allowable deviation Δh, then form a decision on the inoperability of the onboard SRNS receiver indicator, otherwise form a decision on the operability of the SRNS receiver indicator.

Сущность изобретения заключается в том, что используемая в процессе контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС измеренная радиовысотомером высота ЛА корректируется с учетом тангажа и крена ЛА. При этом корректировка по тангажу осуществляется только при условии, если значение тангажа превышает половину ШДНА радиовысотомера, корректировка по крену осуществляется только при условии, если значение крена превышает половину ШДНА радиовысотомера. Это позволяет снизить зависимость формируемого решения о неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС от влияния углового положения ЛА и, как следствие, повысить вероятность правильного контроля работоспособности борового приемоиндикатора СРНС в целом.The essence of the invention lies in the fact that the altitude of the aircraft, measured by the radio altimeter, used in the process of monitoring the performance of the onboard receiver-indicator of the SRNS, is corrected taking into account the pitch and roll of the aircraft. In this case, the pitch correction is carried out only if the pitch value exceeds half of the radio altimeter NRMS, the roll correction is carried out only if the roll value exceeds half of the radio altimeter RLMS. This makes it possible to reduce the dependence of the formed decision about the inoperability of the SRNS onboard receiver indicator on the influence of the aircraft angular position and, as a result, to increase the probability of correct control of the SRNS onboard receiver indicator operability as a whole.

Данный способ включает в себя следующие этапы:This method includes the following steps:

1. Измерение значений

Figure 00000009
высоты полета ЛА с использованием бортового приемоиндикатора СРНС на протяжении полета ЛА, где
Figure 00000010
- число контрольных моментов времени на протяжении полета ЛА;1. Measuring values
Figure 00000009
aircraft flight altitude using the SRNS on-board receiver during the aircraft flight, where
Figure 00000010
- the number of control points of time during the flight of the aircraft;

2. Измерение координат xi и yi ЛА в горизонтальной плоскости с использованием бортового приемоиндикатора СРНС на протяжении полета ЛА.2. Measurement of the coordinates x i and y i of the aircraft in the horizontal plane using the onboard receiver-indicator of the SRNS during the flight of the aircraft.

3. Измерение текущих значений hPBi относительной высоты полета ЛА с использованием радиовысотомера на протяжении полета ЛА;3. Measurement of the current values h PBi of the relative altitude of the flight of the aircraft using a radio altimeter during the flight of the aircraft;

4. Определение значений hPi высоты рельефа местности, соответствующей координатам xi и yi, с использованием ЦКМ;4. Determining the values h Pi of the height of the terrain, corresponding to the coordinates x i and y i , using the DCM;

5. Измерение значений тангажа

Figure 00000002
и крена γi ЛА с использованием датчика углового положения (ДУП) ЛА;5. Measurement of pitch values
Figure 00000002
and roll γ i LA using the angular position sensor (DUP) LA;

6. Определение значения индикатора

Figure 00000003
необходимости корректировки величины hPBi по тангажу в соответствии с выражением6. Determining the value of the indicator
Figure 00000003
the need to adjust the value of h PBi in pitch in accordance with the expression

Figure 00000011
Figure 00000011

где Δθ - ШДНА радиовысотомера;

Figure 00000004
- необходимость корректировки величины hPBi по тангажу имеется,
Figure 00000005
- необходимость корректировки относительной высоты полета ЛА по тангажу отсутствует.where Δθ - SHDNA radio altimeter;
Figure 00000004
- there is a need to adjust the value of h PBi in pitch,
Figure 00000005
- there is no need to adjust the relative flight altitude of the aircraft in pitch.

В соответствии с выражением (1) индикатор

Figure 00000003
принимает значение 1, то есть принимается решение о необходимости корректировки величины hPBi по тангажу, только в случае, если значение тангажа превышает половину ШДНА радиовысотомера.In accordance with expression (1), the indicator
Figure 00000003
takes the value 1, that is, a decision is made on the need to adjust the value of h PBi in pitch, only if the pitch value exceeds half of the radio altimeter's NDNA.

7. Определение значения индикатора

Figure 00000003
необходимости корректировки величины hPBi по крену в соответствии с выражением7. Determining the value of the indicator
Figure 00000003
the need to adjust the value of h PBi for roll in accordance with the expression

Figure 00000012
Figure 00000012

где xγi=1 - имеется необходимость корректировки величины hPBi по крену, χγi=0 - необходимость корректировки относительной высоты полета ЛА по крену отсутствует.where x γi =1 - there is a need to adjust the value of h PBi in roll, χ γi =0 - there is no need to adjust the relative flight altitude of the aircraft in roll.

В соответствии с выражением (2) индикатор xγi принимает значение 1, то есть принимается решение о необходимости корректировки величины hPBi по крену, только в случае, если значение крена превышает половину ШДНА радиовысотомера.In accordance with expression (2), the indicator x γi assumes the value 1, i.e., a decision is made on the need to adjust the value of h PBi for roll, only if the roll value exceeds half of the radio altimeter’s SHAD.

8. Определение скорректированного значения

Figure 00000007
относительной высоты полета ЛА в соответствии с выражением8. Determination of the adjusted value
Figure 00000007
relative flight altitude of the aircraft in accordance with the expression

Figure 00000013
Figure 00000013

9. Определение скорректированного значения абсолютной высоты полета ЛА9. Determination of the corrected value of the aircraft flight altitude

Figure 00000014
Figure 00000014

10. Определение значения модуля Mi разности между величинами

Figure 00000008
и
Figure 00000009
в соответствии с выражением10. Determining the value of the modulus M i of the difference between the values
Figure 00000008
And
Figure 00000009
in accordance with the expression

Figure 00000015
Figure 00000015

11. Формирование решения о работоспособности или неработоспособности приемоиндикатора СРНС в соответствии с выражением11. Formation of a decision on the operability or inoperability of the SRNS receiver-indicator in accordance with the expression

Figure 00000016
Figure 00000016

где Δh - заданное допустимое отклонение между величинами

Figure 00000017
.where Δh is the specified tolerance between the values
Figure 00000017
.

В соответствии с выражением (6) решение q=0 о неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС формируется в том, случае, если модуль разности величин

Figure 00000017
превышает заданное допустимое отклонение Δh, в противном случае формируется решение q=1 о работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС.In accordance with expression (6), the decision q=0 about the inoperability of the onboard receiver-indicator of the SRNS is formed in the event that the modulus of the difference in values
Figure 00000017
exceeds the specified allowable deviation Δh, otherwise a decision q=1 is formed on the operability of the onboard receiver-indicator of the SRNS.

Данный способ может быть реализован, например, с помощью комплекса устройств и систем, структурная схема которого приведена на фигуре, где обозначено: 1 - бортовой приемоиндикатор СРНС; 2 - радиовысотомер; 3 - блок управления и обработки информации (БУОИ); 4 - датчик углового положения (ДУП); 5 - цифровая карта местности (ЦКМ).This method can be implemented, for example, using a set of devices and systems, the block diagram of which is shown in the figure, where it is indicated: 1 - onboard receiver indicator SRNS; 2 - radio altimeter; 3 - control and information processing unit (BUOI); 4 - angular position sensor (DUP); 5 - digital map of the area (DSM).

Бортовой приемоиндикатор СРНС 1 предназначен для формирования навигационных измерений, в том числе значений hПИi высоты полета ЛА и его координат xi и yi в горизонтальной плоскости на протяжении полета ЛА. Радиовысотомер 2 предназначен для измерения текущих значений hPBi относительной высоты полета ЛА на протяжении его полета. БУОИ 3 предназначен для управления совместной работой элементов комплекса и для обработки информации. ДУП 4 предназначен для измерения значений тангажа

Figure 00000002
и крена γi ЛА на протяжении его полета. ЦКМ 5 предназначена для хранения и своевременной выдачи значений hPi высоты рельефа местности (каждое отдельное значение hPi соответствует паре координат xi и yi).The onboard receiver-indicator SRNS 1 is designed to generate navigation measurements, including the values h PIi of the aircraft flight altitude and its coordinates x i and y i in the horizontal plane during the flight of the aircraft. The radio altimeter 2 is designed to measure the current values h PBi relative altitude of the aircraft during its flight. BUOI 3 is designed to manage the joint work of the elements of the complex and to process information. DUP 4 is designed to measure pitch values
Figure 00000002
and roll γ i LA during its flight. MSC 5 is intended for storage and timely delivery of terrain height values h Pi (each individual value h Pi corresponds to a pair of coordinates x i and y i ).

Комплекс работает следующим образом. БУОИ 3 управляет совместной работой элементов комплекса. Бортовой приемоиндикатор 1 формирует навигационные измерения, в том числе значения hПИi высоты полета ЛА и его координаты xi и yi в горизонтальной плоскости на протяжении полета ЛА. Радиовысотомер 2 измеряет текущие значения hPBi относительной высоты полета ЛА на протяжении его полета. ДУП 4 измеряет значения тангажа

Figure 00000002
и крена γi ЛА на протяжении его полета. Под воздействием управляющих сигналов БУОИ 3 информация с выходов бортового приемоиндикатора СРНС 1, радиовысотомера 2, ДУП 4 и ЦКМ 5 поступает на БУОИ 3 в i-е контрольные моменты времени. При этом с выхода бортового приемоиндикатора СРНС 1 на вход БУОИ 3 поступает значения hПИi высоты полета ЛА и его координаты xi и yi в горизонтальной плоскости. С выхода радиовысотомера 2 на вход БУОИ 3 поступают текущие значения hPBi относительной высоты полета ЛА. С выхода ДУП 4 на вход БУОИ 3 поступают значения тангажа
Figure 00000002
и крена γi ЛА. С выхода ЦКМ 5 на вход БУОИ 3 поступают соответствующие паре координат xi и γi значения hPi высоты рельефа местности. БУОИ 3 обрабатывает поступающую информацию в соответствии с выражениями (1) - (5) и формирует решение о работоспособности или неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС в соответствии с выражением (6).The complex works as follows. BUOI 3 manages the joint work of the elements of the complex. The onboard receiver indicator 1 generates navigation measurements, including the values h PIi of the flight altitude of the aircraft and its coordinates x i and y i in the horizontal plane during the flight of the aircraft. The radio altimeter 2 measures the current values h PBi of the relative flight altitude of the aircraft during its flight. DUP 4 measures pitch values
Figure 00000002
and roll γ i LA during its flight. Under the influence of the control signals BUOI 3 information from the outputs of the onboard receiver-indicator SRNS 1, radio altimeter 2, DUP 4 and TsKM 5 is fed to BUOI 3 at the i-th control points in time. At the same time, from the output of the onboard receiver indicator SRNS 1, the values of h PIi of the flight altitude of the aircraft and its coordinates x i and y i in the horizontal plane are supplied to the input of the BUOI 3. From the output of the radio altimeter 2 to the input of the control unit 3, the current values of h PBi of the relative flight altitude of the aircraft are received. From the output of DUP 4 to the input of BUOI 3, the pitch values
Figure 00000002
and roll γ i LA. From the output of the MSC 5 to the input BUOI 3 comes corresponding to a pair of coordinates x i and γ i values h Pi height of the terrain. BUOI 3 processes the incoming information in accordance with expressions (1) - (5) and generates a decision on the operability or inoperability of the SRNS onboard receiver-indicator in accordance with expression (6).

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известен способ контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС, сущность которого заключается в том, что используемая в процессе контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС измеренная радиовысотомером высота ЛА корректируется с учетом тангажа и крена ЛА. При этом корректировка по тангажу осуществляется только при условии, если значение тангажа превышает половину ШДНА радиовысотомера, корректировка по крену осуществляется только при условии, если значение крена превышает половину ШДНА радиовысотомера.The proposed technical solution is new, since from publicly available information there is no known method for monitoring the operability of the SRNS onboard receiver, the essence of which is that the aircraft height measured by the radio altimeter, used in the process of monitoring the operability of the SRNS onboard receiver, is corrected taking into account the pitch and roll of the aircraft. In this case, the pitch correction is carried out only if the pitch value exceeds half of the radio altimeter NRMS, the roll correction is carried out only if the roll value exceeds half of the radio altimeter RLMS.

Предлагаемое техническое решение имеет изобретательский уровень, поскольку из опубликованных научных данных и известных технических решений явным образом не следует, что если в процессе контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС использовать скорректированную с учетом тангажа и крена ЛА измеренную радиовысотомером высоту ЛА, при этом корректировку по тангажу осуществлять только при условии, если значение тангажа превышает половину ШДНА радиовысотомера, корректировку по крену осуществлять только при условии, если значение крена превышает половину ШДНА радиовысотомера, то это приведет к повышению вероятности правильного контроля работоспособности бортового приемоиндикатора СРНС.The proposed technical solution has an inventive step, since it does not explicitly follow from the published scientific data and known technical solutions that if, in the process of monitoring the operability of the SRNS onboard receiver indicator, the aircraft height measured by the radio altimeter, corrected for the pitch and roll of the aircraft, is used, while the pitch adjustment is carried out only Provided that the pitch value exceeds half of the radio altimeter's SNR, roll correction should be carried out only if the roll value exceeds half of the radio altimeter's SNR, this will increase the probability of correct monitoring of the SRNS airborne receiver performance.

Предлагаемое техническое решение промышленно применимо, так как для его реализации могут быть использованы элементы, широко распространенные в области электронной и электротехники.The proposed technical solution is industrially applicable, since elements widely used in the field of electronic and electrical engineering can be used for its implementation.

Claims (1)

Способ контроля работоспособности бортового приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС), заключающийся в том, что с использованием бортового приемоиндикатора СРНС измеряют значения
Figure 00000018
высоты полета летательного аппарата (ЛА) и его координаты xi и yi в горизонтальной плоскости на протяжении полета ЛА, где
Figure 00000019
- число контрольных моментов времени на протяжении полета ЛА, с использованием радиовысотомера измеряют текущие значения
Figure 00000020
относительной высоты полета ЛА на протяжении его полета, с использованием цифровой карты местности определяют соответствующие координатам xi и yi значения hPi высоты рельефа местности, отличающийся тем, что дополнительно с использованием датчика углового положения измеряют значения тангажа
Figure 00000021
и крена γi ЛА на протяжении его полета, определяют значение индикатора
Figure 00000022
необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по тангажу, для этого сравнивают значение тангажа
Figure 00000021
с половиной ширины диаграммы направленности антенны (ШДНА) радиовысотомера, если значение тангажа
Figure 00000021
больше половины ШДНА радиовысотомера, то формируют решение
Figure 00000023
о необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по тангажу, в противном случае формируют решение
Figure 00000024
об отсутствии необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по тангажу, определяют значение индикатора
Figure 00000025
необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по крену, для этого сравнивают значение крена γi с половиной ШДНА радиовысотомера, если значение крена γi больше половины ШДНА радиовысотомера, то принимают решение
Figure 00000023
о необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по крену, в противном случае принимают решение
Figure 00000024
об отсутствии необходимости корректировки величины
Figure 00000020
по крену, с использованием величин
Figure 00000026
определяют скорректированное значение
Figure 00000027
относительной высоты полета ЛА, с использованием величин
Figure 00000027
и hPi определяют скорректированное значение
Figure 00000028
абсолютной высоты полета ЛА, определяют модуль Мi разности между величинами
Figure 00000028
и
Figure 00000018
, сравнивают модуль Mi с заданным допустимым отклонением Δh, если модуль Мi больше заданного допустимого отклонения Δh, то формируют решение о неработоспособности бортового приемоиндикатора СРНС, в противном случае формируют решение о работоспособности приемоиндикатора СРНС.A method for monitoring the operability of the onboard receiver indicator of a satellite radio navigation system (SRNS), which consists in the fact that using the onboard receiver indicator of the SRNS, values are measured
Figure 00000018
flight altitude of an aircraft (LA) and its coordinates x i and y i in the horizontal plane during the flight of the aircraft, where
Figure 00000019
- the number of control points of time during the flight of the aircraft, using a radio altimeter, measure the current values
Figure 00000020
the relative altitude of the aircraft during its flight, using a digital map of the terrain, the values \u200b\u200bof the height of the terrain relief h Pi corresponding to the coordinates x i and y i are determined, characterized in that, in addition, using the angular position sensor, the pitch values are measured
Figure 00000021
and roll γ i LA during its flight, determine the value of the indicator
Figure 00000022
the need to adjust the value
Figure 00000020
in pitch, for this they compare the value of the pitch
Figure 00000021
with half the width of the antenna pattern (ANB) of the radio altimeter, if the pitch value
Figure 00000021
more than half of the radio altimeter SDNA, then form a solution
Figure 00000023
on the need to adjust the value
Figure 00000020
in pitch, otherwise form a solution
Figure 00000024
about the absence of the need to adjust the value
Figure 00000020
by pitch, determine the value of the indicator
Figure 00000025
the need to adjust the value
Figure 00000020
in roll, for this, the roll value γ i is compared with half of the radio altimeter’s SHA, if the roll value γ i is more than half of the radio altimeter’s SHA, then a decision is made
Figure 00000023
on the need to adjust the value
Figure 00000020
roll, otherwise make a decision
Figure 00000024
about the absence of the need to adjust the value
Figure 00000020
roll, using the values
Figure 00000026
determine the corrected value
Figure 00000027
relative flight altitude of the aircraft, using the values
Figure 00000027
and h Pi determine the corrected value
Figure 00000028
the absolute altitude of the flight of the aircraft, determine the module M i of the difference between the values
Figure 00000028
And
Figure 00000018
, compare the module M i with the specified allowable deviation Δh, if the module M i is greater than the specified allowable deviation Δh, then form a decision on the inoperability of the SRNS onboard receiver indicator, otherwise form a decision on the operability of the SRNS receiver indicator.
RU2022117326A 2022-06-24 Method for monitoring performance of onboard receiver of satellite radionavigation system RU2791603C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2791603C1 true RU2791603C1 (en) 2023-03-13

Family

ID=

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2254591C2 (en) * 2003-07-31 2005-06-20 ОАО "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Mode of controlling working capacity of airborne receiver indicator of satellite radio navigational system
US7145501B1 (en) * 2005-09-26 2006-12-05 Honeywell International Inc. Methods and systems for measuring terrain height
RU2346242C1 (en) * 2007-05-28 2009-02-10 Лев Михайлович Козиоров Method and device for aircraft altitude formation
DE102010023755A1 (en) * 2010-06-15 2011-12-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flight altitude determination unit for helicopter, from height above ground level, has flight altitude measurement unit provided opposite to plane for measuring native altitude and established as function of flight data
RU2654955C2 (en) * 2016-11-14 2018-05-23 Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Method of the aircrafts navigation by the location elevations maps accuracy increasing and the navigation system using this method
EP3862784A1 (en) * 2020-02-04 2021-08-11 Honeywell International Inc. Methods and systems for monitoring a fault condition of a radar altitude device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2254591C2 (en) * 2003-07-31 2005-06-20 ОАО "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Mode of controlling working capacity of airborne receiver indicator of satellite radio navigational system
US7145501B1 (en) * 2005-09-26 2006-12-05 Honeywell International Inc. Methods and systems for measuring terrain height
RU2346242C1 (en) * 2007-05-28 2009-02-10 Лев Михайлович Козиоров Method and device for aircraft altitude formation
DE102010023755A1 (en) * 2010-06-15 2011-12-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flight altitude determination unit for helicopter, from height above ground level, has flight altitude measurement unit provided opposite to plane for measuring native altitude and established as function of flight data
RU2654955C2 (en) * 2016-11-14 2018-05-23 Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Method of the aircrafts navigation by the location elevations maps accuracy increasing and the navigation system using this method
EP3862784A1 (en) * 2020-02-04 2021-08-11 Honeywell International Inc. Methods and systems for monitoring a fault condition of a radar altitude device

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
БОЛЕЛОВ Э.А., СКОГОРЕВ К.К. Вариант синтеза бортовой системы контроля и диагностирования пилотажно-навигационного комплекса // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. 2006. N 99. С.25-30. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1881342B1 (en) System and method for estimating airborne radar antenna pointing errors
US11796657B2 (en) Control device, control method, program, and storage medium
JP3548577B2 (en) Fail-safe operation differential GPS ground station system
JP2650028B2 (en) Navigation mode selection device
US4924699A (en) Position measuring method using a satellite
US20150233730A1 (en) Method of sensor data fusion
EP3757613A1 (en) Method and device for determining road gradient, storage medium, and computer device
US5422639A (en) Navigation equipment which determines current position dependent on difference between calculated value of self-contained navigation and measured value of radio navigation
KR102028324B1 (en) Synthetic Aperture Radar Image Enhancement Method and Calculating Coordinates Method
KR20170102995A (en) Ship auxiliary docking method and system
CN107968933B (en) A kind of wireless routing monitoring method
GB2060306A (en) A surface navigation system for aircraft
RU2791603C1 (en) Method for monitoring performance of onboard receiver of satellite radionavigation system
JPS62298717A (en) Gps position measuring instrument
US5543803A (en) Fail safe receiver system
JP2000275340A (en) Laser radar device
US5257028A (en) Method of extracting phase errors caused by the atmosphere in the backscatter signal of a coherent imaging radar system carried by a carrier from radar raw data and apparatus for carrying out the method
CN108592862B (en) AHRS installation deflection angle measuring method
JP3823965B2 (en) Laser radar equipment
US4325066A (en) Overwater radar navigation system
US20060017609A1 (en) Methods and systems for automatic zero calibration of radar altimeters
CN112180412B (en) Relative positioning and orientation compensation method based on satellite navigation positioning system
CN117406258B (en) Electric bicycle lane level management device based on Beidou positioning
JPH01229910A (en) Navigating device
KR102252394B1 (en) Method for surveying position of vehicle employing calibration of Global Positioning System position with not vehicle moving does