DE19731103A1

DE19731103A1 - Satelliten-Navigationsverfahren

Info

Publication number: DE19731103A1
Application number: DE1997131103
Authority: DE
Inventors: Xiaogang Dr Ing Gu; Ansgar Leiprecht; Thomas Dr Ing Jacob; Uwe Dr Ing Wacker
Original assignee: NFS NAVIGATIONS und FLUGFUEHRU; Daimler Benz Aerospace AG
Current assignee: Airbus DS GmbH
Priority date: 1997-07-19
Filing date: 1997-07-19
Publication date: 1999-01-21

Description

Die Erfindung geht aus von einem Satelliten-Navigationsver fahren nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Derzeit gibt es zwei Satelliten-Navigationssysteme, nämlich das amerikanische GPS (Global Positioning System) sowie das russische GLONASS.

Beide Systeme bestehen derzeit aus 24 (Navigations-)Satel liten, die auf genau bekannten Umlaufbahnen die Erde um kreisen und dabei zeitlich fortlaufend für die Navigation geeignete Signale (Navigations-Signale) aussenden. Dabei sendet jeder Satellit ein diesen charakterisierendes Signal aus. Ein Nutzer, der einen auf das Navigations-System und die Navigations-Signale abgestimmten Navigations-Empfänger besitzt, kann damit durch Auswerten der Navigations-Signale die genaue, eventuell zeitabhängige Position des Navigati ons-Empfängers im 3-dimensionalen Raum bestimmen.

Bei dem amerikanischen GPS sind derzeit ungefähr 24 nutz bare Satelliten vorhanden. Zur Navigation im 3-dimensiona len Raum benötigt ein auf GPS abgestimmter Navigations-Emp fänger, der im folgenden auch GPS-Empfänger genannt wird, im Idealfall die Navigations-Signale von lediglich vier GPS-Satelliten.

Dem Empfangsbereich des GPS-Empfängers stehen aber im all gemeinen jederzeit die Navigations-Signale von mehreren GPS-Satelliten, derzeit typischerweise sechs bis neun, zur Verfügung. Werden von dem GPS-Empfänger jederzeit alle ver fügbaren Navigations-Signale ausgewertet, so ist vorteil hafterweise eine zuverlässige Positionsbestimmung möglich, da eine momentane Redundanz vorhanden ist. So kann bei spielsweise bei einer zufälligen Abschattung des Navigati ons-Signals eines gerade verwendeten GPS-Satelliten auf das entsprechende Signal eines weiteren ebenfalls verfügbaren GPS-Satelliten umgeschaltet werden.

Diese momentane Redundanz kann auch genutzt werden, um mög liche Anomalien der aus den Navigations-Signalen abgeleite ten Meßgrößen zu prüfen. Dabei werden beispielsweise die Residuen der Positionslösung nach der Methode der kleinsten Quadrate verwendet. Mit den Residuen bildet man entweder eine quadratische Summe oder einen sogenannten parity space (Paritäts-Raum) und erkennt die mögliche Anomalie durch ei nen Vergleich mit einem vorgebbaren Grenzwert. Zur Isolie rung der fehlerhaften Meßgröße verwendet man einen sukzes siven Test mit den Teilmengen der Meßgrößen. Der Testauf wand hängt stark von den angenommenen Anomalien (eine oder mehrfache Anomalien) ab.

Die vorhandene momentane Redundanz kann weiterhin genutzt werden, um einen sogenannten parity space (Paritäts-Raum) zu ermitteln. In diesem können dann vorgebbare statistische Kenngrößen in vorgebbarer Weise analysiert werden.

Bei einigen Anwendungen, beispielsweise bei der Navigation während eines Landeanflugs eines Verkehrs-Flugzeugs ist ei ne hohe Zuverlässigkeit und eine hohe Genauigkeit gefor dert. Soll nun ein derartiger Landeanflug automatisch zu mindest bis zum Aufsetzen auf der Landebahn mittels Satel liten-Navigation durchgeführt werden, so muß für die Posi tionsbestimmung, die an Bord des Flugzeugs erfolgt, eine sehr kleine Rate nicht erkannter Fehler vorhanden sein. Diese soll vorzugsweise im Bereich von 10^-7 bis 10^-9 liegen. Soll diese Rate mittels der eingangs erwähnten Verfahren, beispielsweise durch Auswerten der momentanen Redundanz, erreicht werden, so ergibt sich in nachteiliger Weise eine hohe Rate von Falschalarmen (Falschalarmrate). Mit dieser werden unzuverlässige Positionsbestimmungen erfaßt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein gattungsge mäßes Verfahren anzugeben, das bei einer kleinen Rate nicht erkannter Fehler eine kleine Falschalarmrate besitzt und das gleichzeitig eine hohe zeitliche Verfügbarkeit besitzt.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale. Vorteilhafte Ausgestaltungen und/oder Weiterbildungen sind den weiteren Ansprüchen entnehmbar.

Bei der Erfindung wird die durch den Satelliten-Empfänger (GPS-Empfänger) bedingte Anomalie, die im folgenden auch empfängerbedingte Anomalie genannt wird, wie beispielsweise abnormale Mehrwegausbreitungseinflüsse, mittels einer sta tistischen Auswertung der Entfernungsmeßgrößen ausgewertet.

Ein erster Vorteil der Erfindung besteht darin, daß die Er kennung und Isolierung der empfängerbedingten Anomalien ei ne hohe Verfügbarkeit besitzt, da eine Integritätsprüfung auf der Entfernungsebene erfolgt und keine Satellitenredun danz benötigt.

Ein zweiter Vorteil der Erfindung besteht darin, daß soge nannte schleichende und/oder schwingungsartige Anomalien durch eine statistische Auswertung der historischen Meßgrö ßen erkannt und isoliert werden können, da die zu einer Stichprobe verwendeten Meßgrößen nicht, wie bei dem ein gangs beschriebenen Verfahren, durch die Positionslösung geometrisch gekoppelt sind.

Weitere Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Be schreibung.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbei spielen näher erläutert, wobei immer das GPS verwendet wird.

Bei der Erfindung werden die individuell (einzeln) diffe rential korrigierten Code- und Trägerphasengrößen als Test größen verwendet. Die Differenz zwischen derartigen Code- und Trägerphasengrößen enthält bei einem sogenannten "local area DGPS" (DGPS im Lokalbereich), wobei korrelierte Feh ler, insbesondere der sogenannte Ionosphärenfehler, durch eine Differentialkorrektur eliminiert werden, lediglich empfängerbedingte unkorrelierte Fehler, wie beispielsweise Meßrauschen sowie Mehrwegausbreitungseinflüsse.

Dabei wird als Testgröße eine Differenz zwischen der diffe rential korrigierten Code-Pseudo-Entfernung und der diffe rential korrigierten, aus Trägerphasen ermittelten Inte grierten Dopplerverschiebung gebildet gemäß der Formel:

Δ_CP = [R_C(t)-R_C(t₀)]-λ[Φ(t)-Φ(t₀)]

mit

Δ_CP Code-Phase-Differenz
R_C differential korrigierte Code-Pseudoentfernung,
Φdifferential korrigierte, aus Trägerphasen ermit telte Integrierte Dopplerverschiebung,
λ Wellenlänge des Trägersignals,
t aktueller Zeitpunkt und
t₀ Anfangszeitpunkt.

Die Mehrwegausbreitung hat unterschiedliche Einflüsse auf Code- und Phasenmessungen. Gegenüber dem Mehrwegausbrei tungseinfluß auf den Code ist der Mehrwegausbreitungsein fluß auf die Phase vernachlässigbar gering. Dadurch ent steht aus der Phasenmessung ein Fehler von maximal 5 cm. Folglich ist die Differenz zwischen der Code- und der Pha senmessung bei einem Satelliten ein möglicher Indikator für die Mehrwegausbreitungseinflüsse, wenn diese vom Meßrau schen getrennt werden können. Meßrauschen verhält sich wie ein weißes Rauschen, während Mehrwegausbreitungseinflüsse in der Regel Schwingungen mit Perioden von mehreren Sekun den bis zu mehreren Minuten aufweisen. Zur Trennung des Meßrauschens von dem Mehrwegausbreitungseinfluß werden die Differenzen zwischen Code- und Trägerphasengrößen, die in dividuell differential korrigiert sind, als Testgrößen ver wendet. Die Testgrößen werden im Rahmen einer Stichprobe statistisch erfaßt. Durch die statistische Auswertung wer den die zeitlich korrelierten Fehler, beispielsweise zeit lich rampenförmig und/oder schwingungsförmig auftretende Fehler, von den zeitlich unkorrelierten Fehlern, beispiels weise Weißrauschen, getrennt.

Die Standardabweichung der Testgröße ist von dem vorhande nen Signal/Rausch-Verhältnis abhängig. Ohne Mehrwegausbrei tungseinflüsse und Meßanomalien entspricht die Standardab weichung dem Code-Meßrauschen, da das Rauschen der Träger phasenmessungen im allgemeinen kleiner 1 cm ist und daher vernachlässigbar ist. Die Hypothese für den Fall ohne Mehr wegausbreitungseinflüsse und Meßanomalien basiert auf dem normalverteilten Coderauschen, das mit der durch Signal- /Rausch-Verhältnis ermittelbaren Standardabweichung nor miert wird. Ein vorgebbares Fehlermodell bewertet aus den tatsächlich vorhandenen Testgrößen die Verzerrung der Ver teilung gegenüber der Normalverteilung, zeitliche Korrela tion und auch sprungförmige Anomalien. Die ganze Integri tätsprüfung beruht auf den Testgrößen auf der Entfer nungsebene vor einer Positionierung. Die Integritätsprüfung der verschiedenen Satellitensignale sind geometrisch ent koppelt. Damit ergibt sich in vorteilhafter Weise eine hohe Systemverfügbarkeit beziehungsweise eine geringe Falscha larmrate bei Einhaltung vorgebbarer Forderungen für nicht erkannte Fehler.

Claims

1. Satelliten-Navigationsverfahren, wobei

- von mehreren Satelliten Navigations-Signale ausgesandt werden,
- in einer Referenzstation, die eine bekannte Position besitzt, die Navigationssignale empfangen und ausgewer tet werden,
- an einem navigierenden Objekt die Navigationssignale empfangen und ausgewertet werden,
- zwischen der Referenzstation und dem navigierenden Ob jekt eine Datenkommunikation besteht und
- zur Überwachung der Navigationsintegrität des navigie renden Objekts eine statistische Auswertung der verwen deten Meßwerte unter Bildung eines Fehlermodells für einzelne Satellitensignale durchgeführt wird, dadurch gekennzeichnet,
- daß für jeden von der Referenzstation empfangbaren Sa telliten eine Differentialkorrektur der ungefilterten Code-Pseudoentfernung und eine Differentialkorrektur der integrierten Phasen-Dopplerverschiebung individuell aus dem Vergleich der gemessenen Entfernungsgrößen der Referenzstation mit den anhand der bekannten Referenz position errechneten geometrischen Entfernungsgrößen ermittelt werden,
- daß die ungefilterten Code-Pseudoentfernungen und die aus Trägerphasen ermittelten Integrierten Dopplerver schiebungen des navigierenden Objekts mit den Code- und Phasen-Differentialkorrekturen individuell korrigiert werden,
- daß am navigierenden Objekt eine Differenz zwischen der differential korrigierten Code-Pseudo-Entfernung und der differential korrigierten, aus Trägerphasen ermit telten Integrierten Dopplerverschiebung als Testgröße gebildet wird gemäß der Formel:
Δ_CP = [R_C(t)-R_C(t₀)]-λ[Φ(t)-Φ(t₀)]
mit
Δ_CP Code-Trägerphase-Differenz
R_C differential korrigierter Code-Pseudoentfernung,
Φ differential korrigierte, aus Trägerphasen ermit telten Integrierten Dopplerverschiebung,
λWellenlänge des Trägersignals,
t aktueller Zeitpunkt und
t₀ Anfangszeitpunkt,
- daß diese Testgrößen als Indikator für die empfängerbe dingten Fehler für einzelne Satellitensignale im Rahmen einer Strichprobe erfaßt werden,
- daß neben einem momentanen Fehler zusätzlich statisti sche Kenngrößen, insbesondere Verteilungen und/oder Verteilungsparameter und/oder zeitliche Korrelation und/oder ein Leistungsdichtespektrum, in einem vorgeb barem Fehlermodell gewichtet werden und
- daß vor einer Positionslösung für das navigierende Ob jekt eine Entfernungsgröße eines Satelliten, deren Feh ler aus dem Fehlermodell eine vorgebbare Integritäts grenze überschreitet, markiert und bei der Positionsbe stimmung des navigierenden Objekts isoliert wird.

2. Satelliten-Navigation nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß bei der Positionsbestimmung im navigierenden Objekt lediglich die satellitenbedingten Anomalien berück sichtigt werden.

3. Satelliten-Navigation nach einem der vorhergehenden An sprüche zur Verwendung für die Positionsbestimmung eines Luftfahrzeugs als navigierendes Objekt.

4. Satelliten-Navigation nach einem der vorhergehenden An sprüche zur Verwendung als Landehilfe bei einem Luftfahr zeug.