DE69703893T2

DE69703893T2 - Verfahren und gerät zur erdumfassenden positionsbestimmung mittels gps/trägheitsnavigation mit verarbeitung von integritätsverlust

Info

Publication number: DE69703893T2
Application number: DE69703893T
Authority: DE
Inventors: P. Divakaruni
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1996-10-23
Filing date: 1997-10-02
Publication date: 2001-04-26
Anticipated expiration: 2017-10-03
Also published as: JP4014642B2; CA2250196A1; JP2001502802A; EP0934535B1; EP0934535A1; US5923286A; WO1998018016A1; DE69703893D1; CA2250196C

Description

STAND DER TECHNIK

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System, das eingesetzt wird, um die globale Position einer Mobileinheit durch Einsatz sowohl eines Trägheitsreferenzsystems (IRS) als auch eines Satellitenpositionierungssystems (GPS) zu bestimmen, und insbesondere ein System, das eine Vorkehrung verwendet, um die globale Position und entsprechende Integrität der Mobileinheit während solcher Zeiträume zu bestimmen, in denen die GPS-Satellitenkonstellation nicht ausreicht, um durch den Einsatz des Konzepts Receiver Autonomous Integrity Monitoring (RAIM = Autonome Integritätsüberwachung durch den Empfänger) GPS-Integritätsgrenzwerte festzulegen. Ein derartiges System kann beispielsweise dem Patent US-A-5,512,903 entnommen werden.

Beschreibung des Stands der Technik

In der Technik sind Satellitenpositionierungssysteme wohlbekannt. Um die geozentrische Position von Mobileinheiten, wie beispielsweise Wasser- und Landfahrzeugen, Raumfahrzeugen und Flugzeugen und Vermessungsgeräten, um nur wenige zu nennen, zu bestimmen, kommen derartige Systeme, wie beispielsweise NAVSTAR-GPS, jetzt schnell zum Einsatz.
Bei Flugzeugen werden GPS-Systeme für die Navigation, für die Flugkontrolle und für die Kontrolle des Luftraums eingesetzt. Diese GPS-Systeme können unabhängig oder in Kombination mit Trägheitsreferenzsystemen oder Fluglagen-Steuerkurs-Referenzsystemen arbeiten, um insbesondere während eines Flugeinsatzes Informationen zu liefern.
Globale Positionierungssysteme, die im weiteren als "GPS" bezeichnet werden, verwenden gemeinhin, wie NAVSTAR, einen an einer Mobileinheit angeordneten GPS-Empfänger, um von mehreren Satelliten übertragene Satelliteninformationssignale zu empfangen. Jeder GPS-Satellit überträgt ein Satelliteninformationssignal, das Daten enthält, mit denen ein Benutzer den Bereich oder die Entfernung zwischen ausgewählten GPS-Satelliten und der Antenne, die dem GPS-Empfänger der Mobileinheit zugeordnet ist bestimmen kann. Mit diesen Entfernungen werden dann die Koordinaten der geozentrischen Position der Empfängereinheit unter Verwendung bekannter Triangulationstechniken berechnet. Die berechneten Koordinaten der geozentrischen Position können wiederum in Breiten- und Längenkoordinaten der Erde umgewandelt werden.
Um die Position des GPS-Empfängers zu bestimmen, sind mindestens vier eindeutige Satelliteninformationssignale erforderlich, anstatt der erwarteten drei (drei Position, unbekannte Koordinaten). Dies ist der Fall, da der GPS-Empfänger im allgemeinen eine Empfängeruhr enthält, die nicht so präzise ist wie die Atomuhr, die normalerweise jedem der Satelliten zugeordnet ist. Der Empfang von Satelliteninformationssignalen von vier unterschiedlichen Satelliten liefert deshalb eine vollständige Lösung, die die Korrektur eines etwaigen Empfängeruhrtakts gestattet, wie in der Technik wohlverstanden wird. Hierbei wird die durch die Triangulationstechnik unter Verwendung von Daten von mehreren Satelliten abgeleitete GPS-Empfängerposition als die "GPS-Schätzposition" bezeichnet, die als POS_GPS identifiziert wird. Die Präzision dieser GPS- Schätzposition hängt von vielen Faktoren ab, unter anderem atmosphärischen Bedingungen, selektive Satellitenverfügbarkeit und der relevanten Position der Satelliten bezüglich der Sichtlinie der Satelliten. Einer GPS-Schätzposition ist eine "Positions- Fehlerschranke" zugeordnet, wie sie insbesondere durch akzeptierte GPS-Systemstandards definiert wird, die von der Radio Technical Commission for Aeronautics (RTCA) in Verbindung mit aeronautischen Organisationen der Vereinigten Staaten sowohl aus der Regierung als auch der Industrie entwickelt worden sind. Die RTCA hat den Ausdruck "GPS-Systemintegrität" als die Fähigkeit eines GPS-Systems definiert, Benutzern rechtzeitig Warnungen zukommen zu lassen, wenn das GPS-System nicht zur Navigation verwendet werden sollte. "Systemintegrität" wird insbesondere in einem Dokument identifiziert mit dem Titel "Minimum Operational Performance Standards for Airborne Supplemental Navigation Equipment Using Global Positioning System (GPS)", Dokument Nummer RTCA/DO-208, Juli 1991, vorbereitet von: SC-159, beginnend bei Abschnitt 1,5. Wie darin beschrieben, ist GPS dahingehend kompliziert, daß es ein vierdimensionales System ist, das drei Positionsanteile und einen Zeitanteil beinhaltet. Wie ebenfalls in der obengenannten RTCA-Veröffentlichung beschrieben, wird der Signal-im-Raum-Fehler über eine relativ komplexe Funktion einer Satellitenkonstellationsgeometrie zu jedem gegebenen Zeitpunkt in einen horizontalen Positionsfehler umgewandelt. Das GPS-Integritätssystem muß die Informationen, die es über die empfangenen GPS- Signale und Fehlerterme hat, im Hinblick auf den induzierten horizontalen Positionsfehler, der gemeinhin als die "Positionsfehlerschranke" bezeichnet wird, auslegen und dann eine Entscheidung treffen, ob die Positionsfehlerschranke außerhalb des zulässigen radialen Fehlers liegt, der für eine bestimmte Phase des gerade ablaufenden Flugeinsatzes spezifiziert ist. Der zulässige Fehler wird als die "Alarmgrenze" bezeichnet, die hier als die "Integritätsalarmgrenze" bezeichnet wird. Falls sich herausstellt, daß die Horizontalpositionsfehlerschranke die Integritätsalarmgrenze übersteigt, muß der GPS-Empfänger oder das Untersystem rechtzeitig eine Warnung ausgeben, um den Piloten darüber zu benachrichtigen, daß er sich nicht auf die GPS-Schätzposition verlassen sollte.
Mit dem Fortschritt bei der Verwendung von GPS im zivilen Bereich haben sich zwei recht unterschiedliche Verfahren zur Sicherstellung der GPS-Integrität entwickelt. Das eine ist das Konzept des Receiver Autonomous Integrity Monitoring (RAIM), und das andere ist der Bodenüberwachungsansatz, der unter der Bezeichnung "GPS-Integritätskanal" (GIC) läuft. Bei diesen beiden Verfahren besteht die Absicht darin, die Positionsfehlerschranke hinsichtlich der aktuellen GPS-Schätzposition so zu berechnen, daß sie mit der einer bestimmten Phase eines Flugeinsatzes zugeordneten Alarmgrenze verglichen werden kann.
Das System zur autonomen Integritätsüberwachung durch den Empfänger (RAIM) verwendet eine Prüfung auf Widerspruchsfreiheit unter den Messungen, insbesondere GPS-Pseudobereichsmessungen. Eine Satellitenredundanz ist erforderlich, um eine Prüfung auf Widerspruchsfreiheit, die unmittelbar funktioniert, durchzuführen. Somit müssen fünf Satelliten zu sehen sein, d. h., es müssen fünf Satelliteninformationssignale durch einen GPS-Empfänger empfangen und Pseudobereichsmessungen berechnet werden. Wenn weniger als fünf Satelliten zu sehen sind, ist der Wert der vorhergesagten Positionsfehlerschranke unendlich. Auch müssen der Satellitenkonstellationsgeometrie Einschränkungen auferlegt werden, die erfüllt werden müssen, falls die Prüfung auf Widerspruchsfreiheit bei Vorliegen von Rauschen, z. B. Azimutwinkel des Satelliten relativ zu der Benutzerposition, effektiv sein soll. Im allgemeinen gestattet eine Satellitenkonstellation mit vielen zu sehenden Satelliten ein robustes Integritätsüberwachungssystem. Umgekehrt kann durch eine Satellitenkonstellation, bei der nur wenige Satelliten zu sehen sind, die Verfügbarkeit eines Integritätsüberwachungssystems begrenzt sein. Es können somit kurze Zeiträume vorliegen, wenn eine gute Prüfung auf Widerspruchsfreiheit unmöglich ist (es sind weniger als fünf Satelliten zu sehen). Das Hauptmerkmal von RAIM besteht darin, daß es vollständig in sich selbst abgeschlossen ist und in Software relativ einfach implementiert werden kann.

Beispiele für RAIM kann man in der

obenerwähnten RTCA-Veröffentlichung, Anhang F, und auch in einem Artikel mit dem Titel "Implementation of a RAIM Monitor and a GPS Receiver and an Integrated GPS/IRS" von Mats Brenner auf Seite 397 in dem Protokoll von ION GPS-90, Third International Technical Meeting of the Satellite Division of the Institute of Navigation, 19.-21. September 1990 finden.
GPS-Systeme, in die RAIM integriert ist, geben einen Positionsfehlerschrankenwert aus, der die probabilistischen radialen Fehler der Navigationslösung darstellt, nämlich die GPS-Schätzposition der Empfängereinheit. RAIM kann gegenwärtig verschiedene Zahlen erzeugen, einschließlich eines Horizontalpositionsfehlerschrankenwerts (der manchmal als HIL bezeichnet wird (Horizontal Integrity Limit = Horizontale Integritätsgrenze)), eines Vertikalpositionsfehlerschrankenwerts (der manchmal als VIL bezeichnet wird (Vertical Integrity Limit = Vertikale Integritätsgrenze)) und einer sphärischen Positionsfehlerschranke für die aktuelle Zeit, d. h. der Zeitpunkt, zu dem GPS-Messungen durchgeführt wurden.
Der bzw. die Positionsfehlerschrankenwerte, HIL und/oder VIL, können nach der Berechnung mit auswählbaren Integritätsalarmgrenzwerten verglichen werden, um zu bestimmen, ob sich der Pilot für die gegenwärtige Phase des Flugeinsatzes auf die abgeleitete GPS-Schätzposition verlassen kann. Man sollte sich im klaren sein, daß je nach der Fähigkeit des GPS-Empfängers, mehrere Satelliteninformationssignale gleichzeitig zu empfangen, möglicherweise eine gewisse Auslegung erforderlich ist, wie in der Technik wohlverstanden wird. Durch Fortschritte bei der Technik der 12-Kanal-GPS-Empfänger ist es jedoch nicht länger notwendig, sich wie bisher auf die Interpolierung von Daten zu verlassen.
Die zulässigen Integritätsalarmgrenzwerte können sich je nach der Phase des Flugeinsatzes ändern. Falls beispielsweise ein Pilot in der Endphase fliegt, kann die Integritätsalarmgrenze weniger streng sein, als wenn der Pilot sich in der Anflugphase des Flugeinsatzes befindet. Falls der Pilot aus der Endphase in die Anflugphase übergehen soll, muß der Pilot wissen, ob die aktuelle Positionsfehlerschranke genügt, daß sich der Pilot für den Übergang auf die GPS-Lösung verlassen kann.
Wie in der Technik gut verstanden wird, verwenden Trägheitsreferenzsysteme mehrere Trägheitssensoren, zum Beispiel Kreiselinstrumente und Beschleunigungsmesser, um eine IRS-Schätzposition des Flugzeugs zu bestimmen, die im weiteren als "POS IRS" bezeichnet wird. Die IRS-Schätzposition wird allgemein als Breite und Länge ausgedrückt (wobei die Höhe durch andere Mittel, wie beispielsweise einen Höhenmesser eines bestimmten Typs, getrennt bestimmt wird). Derartige Trägheitssensoren sind jedoch insbesondere mit Vortermen und Drifttermen behaftet, die die Präzision der IRS-Schätzposition des Flugzeugs, das nur ein Trägheitsreferenzsystem verwendet, beeinträchtigen. Da hohe Trägheitsgradsensoren, d. h. mit niedrigen Vor- und Drifteigenschaften, sehr teuer sind, ist es wünschenswert, die Kosten des IRS-Systems zu minimieren, indem Trägheitssensoren mit einer geringeren Qualität verwendet werden.
In der Technik ist ein Kompromiß erzielt worden, indem Trägheitsreferenzsysteme niedrigerer Qualität in Kombination mit einem globalen Positionierungssystem verwendet werden, um ein hochwertiges, aber kostengünstiges Navigations- und Flugsicherungssystem zu produzieren. Es wird manchmal als ein Hybrid-INS/GP. S- oder IRS/GPS- Trägheitsreferenzsystem bezeichnet. Diese Systeme liefern ausgezeichnete Ergebnisse, da Trägheitsreferenzsysteme geringer Qualität sehr präzise dynamische Ansprechcharakteristiken produzieren, wohingegen GPS sehr präzise statische Positionsinformationen liefert, aber weniger präzise dynamische Ansprechinformationen. Indem man die IRS- Schätzposition und Trägheitsreferenzinformationen mit GPS-Schätzpositionsinformationen kombiniert, erhält man ausgezeichnete Benutzerpositionsinformationen für Flugnavigations- und Flugkontrollanwendungen. Dementsprechend kombiniert ein Flugmanagementsystem (FMS) die ausgezeichneten Merkmale sowohl des IRS- als auch des GPS-Systems, um Positions- und Trägheitsreferenzinformationen zu liefern, die ausgezeichnetes Flugmanagement, ausgezeichnete Flugkontrolle und Navigation gestatten.
Ein Beispiel für ein hybrides IRS/GPS-System ist die "Global Positioning Inertial Reference Unit (GPIRU) von Honeywell Inc., die als HG 1050 AG01 identifiziert ist, die als ein "hybrides" System bezeichnet wird, da sie Positions- und Trägheitsinformationen liefert, die eine resultierende Kombination aus GPS- und Trägheitsreferenzsystemsinformationen sind. Die GPIRU enthält eine Trägheitsreferenzeinheit mit Kreiselinstrumenten und Beschleunigungsmessern, um Informationen über die Fluglage eines Flugzeugs und die Veränderungsgeschwindigkeit der Position sowie eine erste Quelle von Positionsinformationen bereitzustellen. Die GPIRU empfängt auch Eingaben von einem Global Position System-Empfänger, um eine zweite und unabhängige Informationsquelle über die Flugzeugposition bereitzustellen. Die beiden Informationsmengen werden in einem Flugmanagementsystem (FMS) mathematisch verknüpft, um eine hybride Position POS_HYB zu bestimmen. Dieser Positionswert wiederum kann zusammen mit Fluglagen- und Geschwindigkeitssignalen von der Trägheitsreferenzeinheit in einer Flugkontrolle zum Steuern von Flugzeugen bereitgestellt werden.
Bei Flugmanagementsystemen, die GPS und IRS einsetzen, besteht ein Problem jedoch in der fraglichen Integrität der GPS-Schätzpositionsinformationen während solcher Zeiten, in denen RAIM-Integritätsgrenzwerte nicht länger zur Verfügung stehen, d. h. nicht ausreichende Satelliteninformationen, um nützliche Integritätspositionsfehlerschrankenwerte bereitzustellen.

KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung verwendet das FMS zum Berechnen eines Positionsfehlers zu einer beliebigen. Zeit t nach dem Verlust der Integrität zum Zeitpunkt TL,. durch Verwenden der GPS-Werte für Position und Geschwindigkeit zum Zeitpunkt TL unmittelbar vor dem Verlust der Integrität und durch Verwenden der IRS-Position, modifiziert durch den bekannten Fehler bei der IRS-Position, während sie mit der Zeit variiert, und den Positionsfehler nach Berechnung durch die GPS-Geschwindigkeit, über die Zeit (t-TL) extrapoliert.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Fig. 1 ist ein kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und ein Satellitenpositionierungssystem, die im Stand der Technik bekannt sind.
Fig. 2 ist ein kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und ein Satellitenpositionierungssystem gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 3 ist ein Blockschaltbild, das ein Filter zweiter Ordnung darstellt.

BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM

In Fig. 1 ist ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Mobileinheit dargestellt, und zwar ein hybrider IRS/GPS-Abschätzer, der üblich an Bord von Flugzeugen verwendet wird. Ein Positionsabschätzer 110, beispielsweise als Teil eines Flugmanagementsystems wie oben beschrieben, empfängt als Eingaben: (i) GPS-Ausgabeinformationen, identifiziert als DATA_GPS, weiter identifiziert durch Zahl 122, von einem Satellitenpositionierungssystemempfänger 120 und (ii) eine Trägheitsreferenzausgabeinformation, angegeben durch DATA_IRS, weiter durch Zahl 132 identifiziert, vom Trägheitsreferenzsystem 130. Der Positionsabschätzer 110 verarbeitet DATA_IRS und DATA_GPS, um (i) eine als POS_HYB identifizierte hybride Positionsabschätzung und als POS_X_ERR und POS_Y_ERR identifizierte Positionsfehlerabschätzungen abzuleiten. Diese Informationen, die unten ausführlich beschrieben werden, werden auf Ausgangssignalleitungen 112, 114 bzw. 116 bereitgestellt.
Wie in der Technik wohlverstanden wird, enthält ein Satellitenpositionierungssystemempfänger 120 einen Satellitensignalempfängerteil 124 zum Empfangen von Satelliteninformationssignalen von mehreren Satellitenfahrzeugen, beispielsweise SV1 und SV2, die teilweise eine Konstellation von Satellitenfahrzeugen bilden. Ein Beispiel, das bereits angeführt wurde, ist die NAVSTAR- GPS-Konstellation von Satelliten. An den Satelliteninformationssignalen wiederum arbeitet ein GPS-Positions-/Lösungsinformationsprozessor 126, um auf einer Signalleitung 122 als DATA GPS identifizierte GPS-Lösungsinformationen bereitzustellen. Diese Informationen werden als eine Eingabe zu einem Positionsabschätzer 110, einem GPS-Integritätsvalidierungsmittel 170 und einem GPS-RAIM-Prozessor 150 auf einer gemeinsamen Signalleitung 122 bereitgestellt.
Das Trägheitsreferenzsystem 130 enthält mehrere Trägheitssensoren, die durch Block 131 angegeben sind, als Eingaben zu einem IRS-Positions-/Trägheitsinformationsprozessor 134, um IRS-abgeleitete Positions- und Trägheitsinformationen auf einer Signalleitung 132, mit DATA_IRS bezeichnet, bereitzustellen. Diese Informationen werden als eine Eingabe an den Positionsabschätzer 110 geliefert.
Der Positionsabschätzer 110, der teilweise ein in der Technik bekanntes Flugmanagementsystem bildet, verwendet die GPS-Lösungsinformationen, DATA_GPS, als eine kontinuierliche Referenz zum Erhöhen der Präzision der IRS-Positions-/Trägheitsinformationen DATA_IRS, insbesondere zum Minimieren resultierender Vorterme, die den Trägheitssensoren 131 anhaften. Der Positionsabschätzer 110 kann auch einen Eingang zum Empfangen von Funkpositionsinformationen, die durch die Zahl 118 angegeben sind, zum Beispiel VOR- Signalinformationen, die als DATA_RADIO bezeichnet sind, enthalten.
Der Positionsabschätzer 110 liefert als Ausgabe auf der Signalleitung 112 eine als POS_HYB identifizierte Schätzposition. Die Ausgabe POS_HYB des Positionsabschätzers 110 wird dann als eine Eingabe zu dem Flugkontrollblock 160 geliefert und eignet sich zum Ableiten von Flugzeug-Flugkontrollsignalen, um eine gewünschte Flugzeugposition zu erzielen. Die Flugkontrolle 160 könnte beispielsweise für Navigation unterwegs, Endanflug und Landen eines Flugzeugs verwendet werden.
Bevor es weitergeht, sollte angemerkt werden, daß, wie gemeinhin in der Technik verstanden wird, der Positionsabschätzer 110 zum Ableiten der obengenannten Ausgabeinformationen Filterungstechniken verwendet, wie beispielsweise Filter zweiter Ordnung oder Kalman- Filter. Die Positionsfehlerschätzwerte POS_X_ERR und POS_Y_ERR stellen die Längen- und Breitenfehler dar, die zu den Differenzen zwischen der GPS-abgeleiteten Position, als POS_GPS identifiziert, und der von dem Trägheitsreferenzsystem abgeleiteten Position, identifiziert als POS_IRS, die DATA_GPS bzw. DATA_IRS zugeordnet sind, in Beziehung stehen.
Es sollte weiterhin angemerkt werden, daß den Ausgaben DATA_GPS, DATA_IRS, POS_HYB, POS_X_ERR und POS_Y_ERR diskrete Zeitwerte zugeordnet sind. Dementsprechend sind natürlich Systemzeitsteuerungs- (nicht gezeigt) und/oder Interpolations- oder Extrapolationsfunktionen erforderlich, so daß der Positionsabschätzer 110 die GPS- und IRS-Informationen für im wesentlichen die gleichen Zeitwerte kombiniert. In der folgenden Darlegung sollte eine Synchronisierung von Zeitwerten angenommen werden und daß jedem Wert eine diskrete Zeit zugeordnet ist.
Wie in der Technik wohl verstanden wird, müssen die GPS-Positionslösungsinformationen durch einen GPS-Systemintegritätsüberwacher validiert werden. Ein GPS-RAIM-Prozessor 150 ist dazu bestimmt, die GPS- Lösungsinformationen DATA_GPS zu verarbeiten, um mindestens horizontale Integritätsgrenzwerte HIL zu bestimmen, und er kann auch vertikale Integritätsgrenzwerte VIL liefern. Diese Integritätsgrenzwerte wiederum werden in einem RAIM-Integritätsgrenzvergleicher 155 in Abhängigkeit von der Phase des Flugeinsatzes mit ausgewählten Integritätsalarmgrenzwerten verglichen. Wiederum, falls HIL/VIL akzeptabel ist, gestattet der Pilot die Kontrolle des Flugzeugs auf der Grundlage der Ausgaben des Positionsabschätzers 110. Falls andererseits HIL/VIL die Integritätsalarmgrenzwerte übersteigt, muß der Pilot gewarnt werden, so daß eine Ausgleichsmaßnahme getroffen werden kann.
Ein zweites Szenarium ist natürlich der Fall, bei dem RAIM nicht verfügbar ist, d. h. eine ungenügende Anzahl von verfolgten Satelliten. In diesem Szenarium kann die Konstellation von Satelliten, wie sie von dem GPS-Empfänger 120 gesehen werden, derart sein, daß der GPS-RAIM-Prozessor 150 zu keiner Lösung kommen kann, um HIL- und/oder VIL-Integritätsgrenzwerte zu erhalten - wobei diese resultierende große Werte für HIL/VIL sind. Dementsprechend wird ein GPS-Integritätsvalidierungsmittel 170 verwendet, um eine Angabe zu liefern, ob eine RAIM-Integritätsüberwachungsverfügbarkeit existiert oder nicht, d. h. ausreichende Satelliteninformationssignale, damit die Integritätsgrenzwerte HIL und/oder VIL berechnet werden können. Wie in Fig. 1 dargestellt, empfängt das GPS- Integritätsvalidierungsmittel 170 als Eingabe die GPS- Empfängerausgabe auf der Signalleitung 122, um eine derartige Bestimmung vorzunehmen, d. h. RAIM- Integritätsüberwachung verfügbar oder nicht verfügbar, und eine derartige Angabe als Signal "V" auf einer Signalleitung 172 zu liefern.
Wie in der Technik wohlverstanden wird, stellt das GPS-Integritätsvalidierungsmittel 170 eine einfache Analyse der Anzahl von Satelliteninformationssignalen dar, die von dem GPS-Signalempfänger 120 verfolgt werden und vorbestimmte Kriterien erfüllen, zum Beispiel Höhenwinkel. Wie weiter oben beschrieben hängt die RAIM-Verfügbarkeit davon ab, daß mindestens fünf Satelliten verfolgt werden, um Satelliteninformationen daraus zu erhalten. Zweitens arbeitet der GPS-RAIM- Prozessor 150 im allgemeinen dahingehend, Satelliteninformationen von solchen Satelliten, die weniger als ein ausgewählter Höhenwinkel sind, nicht zu nutzen. In dieser Situation sind möglicherweise aufgrund des Höhenwinkels des Satelliten relativ zu der Benutzerposition die Informationen nicht zuverlässig, obwohl eine richtige Anzahl von Satelliten verfolgt worden ist. In beiden Fällen besteht die Funktion des GPS-Integritätsvalidierungsmittels 170 darin, eine Angabe hinsichtlich der "Nichtverfügbarkeit" von RAIM- Integritätsgrenzwerten zu liefern, und wird als Eingabe zu einem durch Block 180 angegebenen Pilotenwarnmechanismen bereitgestellt.
Es sei angemerkt, daß die Blöcke 150, 155 und 170 aus Erläuterungsgründen als diskrete Funktionsblöcke gezeigt sind. Es versteht sich jedoch, daß sie zusammen integriert sein können und auch Teil des GPS- Empfängers selbst sein können, wie der Fachmann verstehen wird.
Der Verlaß auf das System wie in Fig. 1 beschrieben durch einen Piloten hängt sehr stark von der RAIM-Verfügbarkeit ab. Mit anderen Worten ist der Benutzerpositionsschätzwert POS_HYB nur während solchen Zeiten nützlich, in denen RAIM-Integritätsgrenzwerte verfügbar sind. Der Verlust von RAIM hat nachteilige Folgen und erfordert beispielsweise, daß der Pilot einen Endanflug oder eine Landung abbricht.
Man betrachte beispielsweise die Situation, in der RAIM verfügbar ist und das Flugzeug bereits mit der Endphase des Flugzeugeinsatzes vor der Landung begonnen hat. Man nehme nun an, daß während dieser Phase des Flugeinsatzes, daß die Konstellation von Satelliten sich zu einem Zustand ändert, in dem RAIM- Integritätsüberwachung nicht länger verfügbar ist. In diesem Szenarium wird der Pilot über eine Warndisplaymechanisierung 180 oder Eingaben in das Flugkontrollsystem 160 gewarnt, um zu bewirken, daß der Pilot das Flugkontrollsystem, das in erster Linie auf die Flugzeugposition POS_HYB reagiert, auskoppelt, da GPS-Daten möglicherweise nicht länger verfügbar sind. In diesem Szenarium muß der Pilot je nach den Wetterbedingungen, nämlich Wolkendecke und dergleichen, bestimmen, ob er das Flugzeug von Hand fliegt oder die Phase des Flugeinsatzes, in der die RAIM-Integritätsüberwachung verlorenging, d. h. nicht verfügbar ist, abbricht. Im letzteren Fall kann der Pilot entsprechende Maßnahmen ergreifen, um eine gewisse Verzögerungszeit anzufordern, bei der die Konstellation von Satelliten in einer richtigen Position wäre, um RAIM-Integritätsüberwachungsverfügbarkeit bereitzustellen.
Es sei darauf hingewiesen, daß eine Technik zum Vermeiden des obigen Szenariums die vorhersagende RAIM ist. Die vorhersagende RAIM versucht, im voraus zu wissen, daß RAIM-Integritätsüberwachung verfügbar ist, bevor in eine bestimmte Phase des Flugs eingetreten wird, und wäre über die ganze Phase des Flugeinsatzes hinweg verfügbar. Dies ist bei der Anflug- und Landephase des Flugeinsatzes besonders wichtig. Wenn die vorhersagende RAIM "Nichtverfügbarkeit" angibt, kann der Pilot bestimmte Maßnahmen ergreifen, zum Beispiel die Flugzeuggeschwindigkeit derart senken, daß die Landung zu einem späteren Zeitpunkt stattfindet, wenn RAIM wieder verfügbar ist.
In Fig. 2 ist, eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zum Bereitstellen eines alternativen GPS-Integritätsgrenzprozesses während denjenigen Zeiträumen, in denen die übliche RAIM- Integritätsüberwachung nicht verfügbar ist, dargestellt. In Fig. 2 haben ähnliche funktionierende Blöcke wie die in Fig. 1 dargestellten die gleiche Zahlenbezeichnung beibehalten und werden deshalb nicht weiter beschrieben. Fig. 2 enthält zusätzlich zu denjenigen Komponenten, die in Fig. 1 gezeigt sind, weiterhin einen Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerabschätzer 210, einen modifizierten IRS- Positionsabschätzer 220, einen Positionsdifferenzrechner 230, einen alternativen Integritätsgrenzvergleicher 240 und einen Positionswähler 300.
Bevor es weitergeht, sollte verstanden werden, daß GPS-Positions-/Trägheitsinformationsprozessoren Positions-/Trägheitsinformationen in einer Vielfalt von Koordinatenreferenzrahmen liefern können. GPS- Informationen stellen üblicherweise Positionsinformationen in einem Erde-zentrierten, Erde-fixierten Koordinatenreferenzrahmen bereit. Diese Informationen wiederum können in Breiten- und Längenwerte umgesetzt werden. Die Trägheits-GPS-Lösungsinformationen können Geschwindigkeitsinformationen als Nordrichtung und Ostrichtung enthalten, wie dies in der Technik üblicherweise angetroffen wird. Diese Werte sind natürlich nur Umsetzungen und/oder Umwandlungen der Erde-zentrierten, Erde-fixierten Positionsinformationen. Dementsprechend werden, wie in Fig. 2 und der folgenden Erläuterung gezeigt, Nord- und Ostrichtung durch X bzw. Y dargestellt, was auch einen Bezug auf Länge bzw. Breite darstellt. Weiterhin stellt in der folgenden Darlegung der Ausdruck "POS" Position dar, und der Ausdruck "VEL" stellt Geschwindigkeit dar.
Wieder unter Bezugnahme auf Fig. 2 empfängt ein Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerabschätzer 210 als Eingaben (i) GPS-abgeleitete Geschwindigkeitsinformationen in der X- und Y-Richtung und (ii) IRS-Geschwindigkeitsinformationen in der X- und Y-Richtung, abgeleitet von den Trägheitssensoren, werden als Eingaben bereitgestellt. Diese Ausdrücke können dargestellt werden durch:
VEL_X_GPS GPS-abgeleitete Geschwindigkeit, X-Richtung
VEL_Y_GPS GPS-abgeleitete Geschwindigkeit, Y-Richtung
VEL_X_IRS IRS-abgeleitete Geschwindigkeit, X-Richtung
VEL_Y_GPS IRS-abgeleitete Geschwindigkeit, Y-Richtung,
wobei die IRS- und GPS-Bezeichnungen sich auf von dem Trägheitsreferenzsystem 130 bzw. dem GPS-Empfänger 120 abgeleitete Daten bezieht. Diesen Ausdrücken sind, wie oben, im wesentlichen identische entsprechende Echtzeitwerte zugeordnet.
Der Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerabschätzer 210 liefert als Ausgabe Informationen, die als "DATA_ERROR" bezeichnet sind, die diskrete Beschleunigungs- und Geschwindigkeitsfehler- oder Vorterme in den IRS-Positions-/Trägheitsinformationen darstellen. Derartige Terme können durch VEL_X_ERR, VEL_Y_ERR, ACC_X_ERR und ACC_Y_ERR, X- und Y- Geschwindigkeits- bzw. Beschleunigungsfehler dargestellt werden. Der modifizierte IRS-Positionsabschätzer 220 empfängt als Eingaben DATA_ERROR, die durch POS IRS dargestellten Positionsinformationen vom Trägheitsreferenzsystem 130, die Positionsfehler POS_X_ERR und POS_Y_ERR und ein Validierungssignal auf den Signalleitungen 332, 134, 114, 116 bzw. 172.
Der modifizierte IRS-Positionsabschätzer 220 ist dazu bestimmt, auf der Signalleitung 222 eine Ausgabe zu liefern, die einen als POS_IRS_LOSS bezeichneten modifizierten IRS-Positionsschätzwert darstellt, der einen Schätzwert der realen Position des Benutzers während des Zeitraums darstellt, in dem die GPS-RAIM-Integritätsüberwachung nach einem Zeitraum, in dem die RAIM-Integritätsüberwachung verfügbar war, nicht verfügbar war (z. B. RAIM "LOSS"). Der modifizierte IRS-Positionsabschätzer 220 ist dazu bestimmt, die obengenannten eingegebenen Informationen zu bearbeiten, um einen Positionsschätzwert zu bestimmen, der mathematisch wie folgt beschrieben werden kann:
POS_IRS_LOSS(t) = [POS_IRS(t)] - [POS_ERR[to] + [VEL_ERR(to)] (t - TL] + [0,5][ACC_ERR(to))][t - tL]²
Diese Terme weisen natürlich ihre Koordinatenanteile auf, d. h. X und Y. Der obige Ausdruck ist einfach eine Feststellung, daß die modifizierte IRSgeschätzte Position POS_IRS_LOSS zum Zeitpunkt "t" die gemessene IRS-Position POS_IRS(t), korrigiert durch die Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlerausdrücke, geliefert durch den Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerabschätzer 300, und die Positionsfehlerschätzwerte, geliefert als Ausgabe des Positionsschätzers 110 ist - wobei letzterer durch einen oben beschriebenen gefilterten Fehlerabschätzer geliefert wird.
Im Hinblick auf die Anteile kann man dann schreiben:
POS_X_IRS(t) = [POS_X_IRS(t)]-[E_X]
POS_Y_IRS(t) = [POS_Y_IRS(t)]-[E_Y]
wobei
E_X = [POS_X_ERR(to)]+[VEL_X_ERR(to)][t-TL] +[0,5][ACC_X_ERR(to)][t-TL]²
wobei
E_Y = [POS_Y_ERR(to)]+[VEL_Y_ERR(to)][t-TL] +[0,5][ACC_Y_ERR(to)][t-TL]²
Wiederum unter Bezugnahme auf Fig. 2 wird der modifizierte IRS-Positionsschätzwert, identifiziert als POS_IRS_LOSS, geliefert auf der Ausgabesignalleitung 222, an den Positionsdifferenzrechner 230 geliefert. Der Positionsdifferenzrechner 230 empfängt als zweite Eingabe von dem GPS-Empfänger 120 die auf der Ausgangssignalleitung 129 gelieferte, als POS_GPS identifizierte, GPS-abgeleitete Position. Der Positionsdifferenzrechner 230 ist dazu bestimmt, die Differenz der Position D zwischen der GPS-abgeleiteten Position und dem modifizierten IRS-Positionsschätzwert abzuleiten, wie mathematisch beschrieben wird durch:
x, y = Breite, Länge, Positionskoordinaten
wobei P = POS_X_GPS
P = POS_Y_GPS
P = EOS_Y_IRS
P = POS_Y_IRS
RE = Erdradius bei LATAV
Es sollte angemerkt werden, daß die Positionsdifferenz "D" die Größe eines Vektors zwischen (a) den Positionskoordinaten, abgeleitet von der von dem GPS-Empfänger 120 gelieferten GPS-Lösung, und (b) den Positionskoordinaten, abgeleitet durch den IRS-Positions-/Trägheitsinformationsprozessor 134, wie durch die Geschwindigkeits-/Trägheitsbeschleunigungsfehler DATA_ERROR modifiziert, die als Ausgabe des modifizierten IRS-Positionsabschätzers 220 geliefert werden, nämlich POS_IRS_LOSS, ist. Der Wert "D" stellt einen "alternativen Integritätsgrenz-" Wert dar, da er zu den Fehlern in dem IRS-System 130 zu dem Zeitpunkt, zu dem die RAIM-Integritätsüberwachung verloren ging, in Bezug steht. Der Wert D wird als Ausgabe auf einer Signalleitung 232 geliefert und als Eingabe an den alternativen Integritätsgrenzvergleicher 240 geliefert.
Der alternative Integritätsgrenzvergleicher 240 empfängt als Eingaben den alternativen Integritätsgrenzwert D und Integritätsalarmgrenzreferenzwerte, identifiziert als Referenz-I und Referenz-II, je nach der Phase des Flugeinsatzes. Der alternative Integritätsgrenzvergleicher 240 ist dazu bestimmt, die Abweichung zwischen dem alternativen Integritätswert D und einem vorbestimmten Flugphasenintegritätsalarmgrenzwert (d. h. die Alarmgrenzreferenzwerte) zu vergleichen. Der obengenannte Integritätsalaxmgrenzwert hängt natürlich von der Phase des Flugeinsatzes ab (beispielsweise Endphase, Anflugphase oder letzte Anflugphase (Landephase)). Der alternative Integritätsgrenzvergleicher 240 liefert auf einer Signalleitung 242 eine Angabe des mit AIL bezeichneten alternativen Integritätsvergleichs. Die Ausgabesignalleitung 242 wiederum wird als Eingabe an einen Positionswähler 300 und eine Flugkontrolle 160 geliefert.
Der Positionswähler 300 empfängt als Eingaben auf der Signalleitung 112 die vom Positionsabschätzer 110 abgeleitete Position POS_HYB und auf der Ausgabesignalleitung 129 die GPS-abgeleitete Position POS_GPS von dem GPS-Empfänger 120. Weiterhin empfängt der Positionswähler 300 als Eingabe die von dem GPS- Integritätsvalidierungsmittel 170 gelieferte Ausgabe V und die Ausgabe AIL von dem alternativen Integritätsgrenzvergleicher 240 auf den Signalleitungen 172 und 242. Der Positionswähler 300 liefert als Ausgabe auf einer Signalleitung 332 eine Schätzposition, identifiziert als POS_SEL, in Abhängigkeit von der Ausgabe des GPS-Integritätsvalidierungsmittels 170, des alternativen Integritätsgrenzvergleichers 240 und der Positionseingaben, wie oben erwähnt. Dieses Signal wird an die Flugkontrolle 160 geliefert.
Nun wird der Betrieb der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform der Erfindung beschrieben.

RAIM Verfügbar

Man betrachte die Situation, in der sich ein Flugzeug in der Endphase des flugeinsatzes befindet und die Konstellation von GPS-Satelliten derart ist, daß der GPS-Empfänger 120 fünf oder mehr Satelliten mit einem über einem ausgewählten Minimum liegenden Höhenwinkeln verfolgen kann. Unter diesen Umständen kann der die GPS-Positions-/Lösungsinformationen empfangende GPS-RAIM-Prozessor 150 den horizontalen Integritätsgrenzwert HIL berechnen. Zweitens gibt das GPS-Integritätsvalidierungsmittel 170 V aus, was angibt, daß RAIM verfügbar ist.
Zur gleichen Zeit leitet der Positionsabschätzer 110 eine geschätzte Flugzeugposition POS_HYB als Funktion der GPS-Daten, identifiziert als DATA_GPS, und der IRS-Daten, identifiziert als DATA_IRS, ab, um die geschätzte Position POS_HYB auf eine in der Technik wohlbekannte Weise zu berechnen, wie bereits unter Bezugnahme auf Fig. 1 beschrieben. Bei Empfang einer RAIM-Verfügbar- Signalangabe auf Signalleitung 172 setzt der Positionswähler 300 die Ausgabe 332 derart, daß POS_SEL = POS_HYB ist. Diese geschätzte Position POS_SEL wird als Ausgabe an die Flugkontrolle 160 geliefert. Die Flugkontrolle 160 wiederum verwendet die geschätzte Flugzeugposition POS_SEL, wenn und nur wenn der Integritätsgrenzwert HIL unter einem im voraus ausgewählten Wert liegt. Die Flugkontrolle 160 enthält dementsprechend Pilotalarm-, Navigations- und Flugkontrollverarbeitungsfunktionen, wie in der Technik wohlbekannt ist.

RAIM-Wechsel zu Nichtverfügbarkeit

Man betrachte nun die Situation, in der die GPS-Konstellation derart ist, daß die RAIM- Integrit ätsüberwachung zum Zeitpunkt TL nicht länger verfügbar ist. Unter diesen Umständen (i) bestätigt der modifizierte IRS-Positionsabschätzer 220 die Tatsache, daß RAIM nicht länger verfügbar ist, (ii) speichert den Wert von TL, (iii) speichert die durch DATA_ERROR entsprechend dem Zeitpunkt TL gelieferten Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerschätzwerte und (iv) berechnet die modifizierte IRS-Position POS_IRS_LOSS für eine Zeit nach TL und bis RAIM wieder verfügbar wird.
Unter diesen Umständen setzt der Positionswähler 300 POS_SEL = POS_IRS_LOSS. Gleichzeitig wird durch den Positionsdifferenzrechner 230 die Differenz D zwischen dem modifizierten IRS-Positionsschätzwert POS_IRS_LOSS-Differential und der GPS-Positionslösung GPS_POS berechnet. Der alternative Integritätsgrenzvergleicher 240 vergleicht den Ausgabewert D mit den Flugphasenalarmgrenzreferenzwerten entsprechend der jeweiligen Flugphase. Falls D größer als die akzeptable Grenzwertreferenz ist, liefert die Ausgabe AIL des alternativen Integritätsgrenzvergleichers 240 eine Gut-/Schlecht-Angabe AIL als Eingabe für die Flugkontrolle 160. Unter diesen Umständen sollte die durch POS SEL angegebene Schätzposition nicht für die Flugkontrolle verwendet werden, und daß der Pilot Ausgleichsmaßnahmen ergreifen muß, wie dies angemessen ist.

RAIM kehrt zu Verfügbar zurück

Wenn die GPS-Satellitenkonstellation zu einem Zustand wechselt, in dem RAIM nun verfügbar ist, setzt der Positionswähler 300 seine Ausgabe POS_SEL auf POS_HYB, wie oben.
Fig. 3 stellt eine Ausführungsform eines Geschwindigkeits-/Beschleunigungsfehlerabschätzers 210 in Form eines Filters zweiter Ordnung dar. Die in Fig. 3 gezeigte Nomenklatur ist für die "X"-Richtung, und eine ähnliche Implementierung ist für die "Y"- Richtung erforderlich. Dort ist ein Block 310 zum Bilden der Differenzberechnungen zwischen dem GPS- abgeleiteten Geschwindigkeitswert und dem IRS- abgeleiteten Geschwindigkeitswert für die X-Richtung gezeigt, wie identifiziert durch: VEL_X-GPS bzw. VEL_X_IRS.
Der Block 320 wiederum bildet die Differenz zwischen der Ausgabe von Block 310 und dem Geschwindigkeitsfehlerausdruck VEL_X_ERR. Das Filter enthält weiterhin einen Integrator 330 und einen Integrator 380, Wertbegrenzer 340 und 385 und Verstärkungsblöcke 360 und 365.
Wie dargestellt, ist der Beschleunigungsfehlerausdruck "ACC_X_ERR" gleich der Ausgabe des Begrenzerblocks 340 multipliziert mit dem Verstärkungsblock 365, integriert durch den Integrator 380 und danach durch Grenzblock 385 geleitet. Wobei der Geschwindigkeitsfehlerausdruck VEL_X_ERR im wesentlichen gleich der Ausgabe des Grenzblocks 340 ist, die durch den Verstärkungsblock 360 geleitet wird und mit dem Beschleunigungsfehlerausdruck ACC_X_ERR summiert wird, bevor durch den Block 330 integriert wird, wodurch der Geschwindigkeitsfehlerausdruck gebildet wird.
Die obige Beschreibung der vorliegenden Erfindung ist in Form von vereinfachten schematischen Blockdiagrammen beschrieben worden, wobei jeder einzelne der Blöcke im allgemeinen komplexe Systeme verwendet, die spezifische Software zum Ausführen komplexer mathematischer Funktionen zum Ableiten der beabsichtigten Informationen verwenden. Es sollte erkannt werden, daß diese in den Figuren teilweise dargestellten schematischen Blockdiagramme durch den Einsatz von vielen elektronischen Untersystemen, Computern und Software-/Firmware-Implementierungen konfiguriert werden können. Die in einzelner Form dargestellten Signalleitungen können einen oder mehrere Datenbusse zum Liefern der beabsichtigten Informationen darstellen, wie der Fachmann erkennt. Weiterhin kann, wie in der Technik wohlverstanden wird, ein einzelnes Elektronik-/Softwareuntersystem eingesetzt werden, um die entsprechenden Berechnungen für die Erzeugung aller beschriebenen Daten auszuführen, mit Ausnahme der Einzelheiten des GPS-Signalempfängers zum Empfangen der GPS-Satelliteninformationssignale, sowie der Trägheitssensoren selbst. Alle diese Variationen, wie sie gerade beschrieben wurden, sollen innerhalb des Rahmens der vorliegenden Erfindung liegen.
Obwohl die vorliegende Erfindung sich besonders auf die Flugkontrolle für Flugzeuge oder Raumfahrzeuge und dergleichen anwenden läßt, soll sie innerhalb des Rahmens der vorliegenden Erfindung für Anwendungen über die Flugkontrolle hinaus liegen.
Obwohl der Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlerabschätzer durch den Einsatz eines einfachen Filters zweiter Ordnung dargestellt worden ist, liegen letztlich andere Filter innerhalb des Rahmens der vorliegenden Erfindung, beispielsweise ein Sechs- oder Neun-Zustands-Kalman-Filter, um die Funktion von Block 130 aufzunehmen.
Anhand der hier dargestellten Figuren ist eine Technik offenbart worden, um die Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehler eines Trägheitsreferenzsystems abzuschätzen, indem GPS-abgeleitete Geschwindigkeitsinformationen und IRS-abgeleitete Geschwindigkeitsinformationen in einem Filter zweiter Ordnung für eine darauffolgende Bestimmung einer IRS-abgeleiteten Benutzerposition, modifiziert durch die obengenannten Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehler, verarbeitet werden. Die Fehlerschätzwerte werden zu einem Zeitpunkt eingefroren, zu dem die GPS- Satelliteninformationssignale ausreichen, um eine RAIM-Integrität zur Verfügung zu stellen. Wenn jedoch die RAIM-Integritätsinformationen nicht zur Verfügung stehen, aber die GPS-Positionslösung so eingestuft wurde, daß sie vor dem Verlust der RAIM-Verfügbarkeit eine adäquate Präzision aufwies, wird eine Echtzeit- IRS-Benutzerposition mit diesen abgeschätzten Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlern modifiziert, um bei Abwesenheit von RAIM-Integrität eine in hohem Grade zuverlässige Benutzerposition zu liefern. Dann wiederum wird ein alternativer Integritätsgrenzwert festgelegt, wobei dieser Wert die Größe der Differenz zwischen der aktuellen GPS-Position POS_GPS und dem modifizierten IRS-Positionsschätzwert POS_IRS_LOSS ist.
Die IRS-Position POS_IRS, modifiziert mit den Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlerschätzwerten IRS_POS_LOSS, basiert auf einem angenommenen Trägheitsreferenzsystemfehlermodell. Dieses Modell spiegelt präzise die Tatsache wider, daß die Leistung des Trägheitsreferenzsystems kurzfristig von den Geschwindigkeitsfehlern abhängt. Bei Abwesenheit irgendeiner Kalibrierung dieser Fehler besteht die logische Praxis darin, ihre Spezifikationsgrenzen anzunehmen. Aus diesem Grund kann der für die Positionsfehlerwachstumsrate angenommene Perzentilwert von 99,9 bis zu 12 Seemeilen pro Stunde betragen. Dieser Wert erreicht bei Verwendung in auf IRS basierenden alternativen Integritätsberechnungen eine Alarmgrenze von 0,3 Seemeilen (typisch für die Anflugphase des Einsatzes) in 1,5 Minuten. Gemäß der vorliegenden Erfindung aber korrigieren die abgeschätzten Geschwindigkeitsfehler die IRS- Geschwindigkeiten und reduzieren dadurch den Wert etwaiger Restfehler. Weiterhin wird die Präzision der alternativen Benutzerposition POS_IRS_LOSS, die unter Verwendung sowohl von Geschwindigkeits- als auch Beschleunigungsfehlerabschätzungen hergestellt wird, beträchtlich erhöht. Es wird angenommen, daß die Restfehler bei den Rechnungen höchstens in der Größenordnung von 3 Seemeilen pro Stunde auf einer Perzentilbasis von 99,9 liegen. Bei dieser Rate werden Alarmgrenzen von 0,3 Seemeilen in sechs Minuten erreicht, was im Vergleich mit gegenwärtigen Implementierungen eine vierfache Verbesserung darstellt.

Claims

1. Kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und ein Satellitenpositionierungssystem zum Bestimmen einer Benutzerposition, umfassend:

ein Trägheitsreferenzsystem (130) mit Trägheitssensoren (131) zum Bereitstellen von IRS-Positions- und Trägheitsreferenzinformationen, einschließlich IRS-Geschwindigkeitsinformationen, abgeleitet von Ausgabeinformationen von den Trägheitssensoren;

einen Satellitenpositionierungssystemempfänger (120) zum Bereitstellen einer GPS-Positionslösung mit einer resultierenden GPS-Position und resultierenden GPS-Geschwindigkeitsinformationen, abgeleitet von Satelliteninformationen von von mehreren Satelliten übertragenen Signalen; und

Validierungsmittel (170), die auf mindestens die Anzahl der mehreren Satelliten, die die Satelliteninformationssignale übertragen, reagieren, um einen Nichtverfügbarkeitszeitraum anzuzeigen, wenn die Anzahl unter der liegt, die erforderlich ist, um mindestens einen Integritätsgrenzwert bereitzustellen, der der Genauigkeit der GPS-Lösung zugeordnet ist, im Gegensatz zu einem Integritätszeitraum, wenn die Anzahl ausreicht, um den mindestens einen Integritätsgrenzwert bereitzustellen; gekennzeichnet durch:

Fehlerabschätzungsmittel (210) zum Bestimmen von den IRS-Trägheitsinformationen zugeordneten Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlerschätzwerten als Funktion der IRS-Geschwindigkeitsinformationen und der resultierenden GPS-Geschwindigkeitsinformationen; und

Positionsabschätzungsmittel (220) zum Bestimmen einer ersten Schätzposition der Benutzerposition während des Nichtverfügbarkeitszeitraums als Funktion der Geschwindigkeits- und Beschleunigungsfehlerschätzwerte, die zu Beginn des Nichtverfügbarkeitszeitraums auftreten, der verstrichenen Zeit, die seit dem Beginn des Nichtverfügbarkeitszeitraums aufgelaufen ist, und der IRS-Position.

2. Kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und Satellitenpositionierungssystem nach Anspruch 1, weiterhin umfassend:

IRS/GPS-Positionslösungsbestimmungsmittel (110) zum Bestimmen einer zweiten Schätzposition der Benutzerposition als Funktion mindestens der IRS- Positions- und Trägheitsinformationen und der resultierenden GPS-Positions- und resultierenden GPS- Geschwindigkeitsinformationen;

Positionswahlmittel (300) zum Bereitstellen, als Ausgabe davon, der zweiten Schätzposition für eine Zeit während eines Integritätszeitraums, und der ersten Schätzposition für eine Zeit während eines Nichtverfügbarkeitszeitraums.

3. Kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und ein Satellitenpositionierungssystem nach Anspruch 1, bei dem das Fehlerabschätzungsmittel (210) ein Filter zweiter Ordnung bereitstellt, dessen Eingabe die Differenz zwischen entsprechenden Anteilen der resultierenden GPS-Geschwindigkeit und der IRS- Geschwindigkeit ist.

4. Kombiniertes Trägheitsreferenzsystem und ein Satellitenpositionierungssystem nach Anspruch 3, bei dem das Fehlerabschätzungsmittel (210) folgendes enthält: (i) ein Filter zweiter Ordnung, mit der Differenz zwischen Nordrichtungsanteilen der resultierenden GPS-Geschwindigkeit und der IRS- Geschwindigkeit als Eingabe und entsprechenden Nordrichtungsgeschwindigkeits- und -beschleunigungsvorwerten als Ausgaben, und (ii) ein Filter zweiter Ordnung, mit der Differenz zwischen Ostrichtungsanteilen der resultierenden GPS-Geschwindigkeit und der IRS-Geschwindigkeit als Eingaben und entsprechenden Ostrichtungsgeschwindigkeits- und -beschleunigungsvorwerten als Ausgaben.

5. Bei einem System mit einem Trägheitsreferenzsystem und einem globalen Positionsempfänger umfaßt das Verfahren zum Berechnen eines Positionsfehlers nach Verlust der Integrität folgende Schritte:

A. Bestimmen der Globalpositionssystemwerte für Position und Geschwindigkeit zu einer Zeit unmittelbar vor dem Verlust der Integrität;

B. Bestimmen der Trägheitsreferenzsystemwerte für die Position;

C. Modifizieren der Werte in Schritt B durch bekannte Fehlerwerte, die mit der Zeit variieren; und

D. Berichtigen der Werte von Schritt C mit den Positionsfehlerwerten, die durch die Globalpositionssystemgeschwindigkeit im Laufe der Zeit seit dem Verlust der Integrität berechnet wurden.