[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2644450C1 - Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time - Google Patents

Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time Download PDF

Info

Publication number
RU2644450C1
RU2644450C1 RU2017109872A RU2017109872A RU2644450C1 RU 2644450 C1 RU2644450 C1 RU 2644450C1 RU 2017109872 A RU2017109872 A RU 2017109872A RU 2017109872 A RU2017109872 A RU 2017109872A RU 2644450 C1 RU2644450 C1 RU 2644450C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
navigation
receiver
integrity
computing device
errors
Prior art date
Application number
RU2017109872A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Викторович Куршин
Андрей Владимирович Молоканов
Original Assignee
Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") filed Critical Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы")
Priority to RU2017109872A priority Critical patent/RU2644450C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2644450C1 publication Critical patent/RU2644450C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/13—Receivers
    • G01S19/23—Testing, monitoring, correcting or calibrating of receiver elements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

FIELD: radio engineering, communication.
SUBSTANCE: protection levels that are compared with the corresponding alarm limits are calculated horizontally and vertically to determine the integrity of the high-precision navigation definition of the user. The calculation of the protection levels is made taking into account the inaccuracy in the formation of satellite clock corrections and orbit corrections in the corrective information from the wide-band functional augmentation, the value of error variance of primary measurements introduced by the ionospheric and tropospheric refractions in the propagation of the signal from navigation spacecraft (NS), receiver noise and multipath.
EFFECT: increased reliability of high-precision navigation sightings in real time and reducing the time for the consumer to notify about the violation of the navigation integrity.
5 dwg

Description

Изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано в качестве оценки достоверности высокоточного навигационного определения в реальном времени.The invention relates to the field of satellite navigation and can be used as an estimate of the accuracy of high-precision navigation determination in real time.

Известен способ внутрисистемного мониторинга навигационных сигналов каждого спутника GPS (статья “Precise Point Positioningand Integrity Monitoring with GPS and GLONASS”, авторы: AlttiJokinen, ShaojunFeng, Carl Milner, Wolfgang Schuster and Washington Ochieng, URL: http://www.rin.org.uk/Uploadedpdfs/ConferenceProceedings/Jokinen%20paper%202A-web.pdf, который проводится в рамках решения задачи эфемеридно-временного обеспечения системы на основе беззапросных измерений контрольного сегмента GPS. Все оценки качества функционирования навигационного космического аппарата (НКА) делаются на основе измерений по Р-коду, поскольку считается, что поведение параметров сигнала в кодах Р и С/А идентично. Параметры С/А-кода контролируются лишь в течение краткого периода времени при восхождении НКА в секторе видимости станции.A known method of intra-system monitoring of navigation signals of each GPS satellite (article “Precise Point Positioning and Integrity Monitoring with GPS and GLONASS”, authors: AlttiJokinen, ShaojunFeng, Carl Milner, Wolfgang Schuster and Washington Ochieng, URL: http://www.rin.org. uk / Uploadedpdfs / ConferenceProceedings / Jokinen% 20paper% 202A-web.pdf, which is carried out as part of the solution of the ephemeris-temporal system support based on unrequited measurements of the GPS control segment.All quality assessments of the functioning of the navigation spacecraft (NSC) are made on the basis of measurements by R-code, because it is believed that the behavior parameter codes in the signal P and C / A are identical. Parameters C / A code is controlled only for a short period of time at a sector of ascent NCA visibility station.

Недостатком является большой период времени с момента определения неисправности НКА до момента оповещения потребителя, поскольку между моментом возникновения неисправности НКА и моментом установки признака «не здоров» в навигационном сообщении может пройти несколько часов.The disadvantage is a long period of time from the moment of determining the malfunction of the spacecraft to the moment of notification to the consumer, since several hours may elapse between the time of the occurrence of the failure of the spacecraft and the moment of setting the sign “not healthy” in the navigation message.

В работе “GNSS navigation solution integrity in non-controlled environments” (US 8131463, приор. 26.02.2009) описан алгоритм оценки целостности навигационного определения для одиночного приемника, не использующего корректирующую информацию от какого-либо функционального дополнения глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС), и применяющего для определения местоположения метод наименьших квадратов.The work “GNSS navigation solution integrity in non-controlled environments” (US 8131463, prior. February 26, 2009) describes an algorithm for assessing the integrity of navigation definitions for a single receiver that does not use the corrective information from any functional complement of the global navigation satellite system (GNSS) , and using the least squares method to determine the location.

В работе «Способ определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя и система для его реализации» (патент на изобретение №2577846) описан способ определения целостности высокоточных относительных навигационных определений, использующий корректирующую информацию от локальной фазовой дифференциальной подсистемы и широкозонной дифференциальной подсистемы, не учитывающий точность формирования этой корректирующей информации и зависящий от наличия в рабочей зоне локальной дифференциальной подсистемы.The work “A method for determining the integrity of high-precision navigation definitions of a consumer and a system for its implementation” (patent for invention No. 2577846) describes a method for determining the integrity of high-precision relative navigation definitions using corrective information from a local phase differential subsystem and a wide-gap differential subsystem that does not take into account the accuracy of this corrective information and depending on the presence of a local differential subsystem in the working area.

Техническим результатом заявленного изобретения является повышение достоверности высокоточных навигационных определений в реальном времени и уменьшение времени оповещения потребителя о нарушении целостности навигации.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability of high-precision navigation definitions in real time and to reduce the time for a consumer to be notified of a violation of the integrity of navigation.

Технический результат заявленного изобретения достигается тем, что способ определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени заключается в том, что принимают при помощи антенно-фидерного устройства приемника первый радиосигнал всех видимых навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем, содержащий навигационную информацию, формируют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника проекционную матрицу и ковариационную матрицу, проекционная матрица имеет вид:The technical result of the claimed invention is achieved by the fact that the method for determining the integrity of high-precision navigation definitions in real time is that the first radio signal of all visible navigation spacecraft of global navigation satellite systems containing navigation information is received using the antenna-feeder device of the receiver, and they are formed in the implementation unit high-precision navigation mode of the receiver computing device, the projection matrix and covariance matrices , Projection matrix has the form:

Figure 00000001
,
Figure 00000001
 ,

где H – матрица частных производных

Figure 00000002
(направляющих косинусов) вектора оцениваемых параметров, where H is the partial differential matrix
Figure 00000002
 (guide cosines) of the vector of estimated parameters,

определяют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника с использованием фильтра Калмана высокоточное навигационное определение, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника величины ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, обусловленные текущими измерениями,determining in the implementation block of the high-precision navigation mode of the receiver computing device using the Kalman filter a high-precision navigation determination, determining the horizontal and vertical errors in the determination unit of the navigation definitions of the receiver computing device due to current measurements,

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

где P11, P22, P33 – элементы ковариационной матрицы ошибок,where P 11 , P 22 , P 33 - elements of the covariance matrix of errors,

производят в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника учет неточности формирования корректирующей информации широкозонной дифференциальной системы, моделирования атмосферных погрешностей, погрешностей, вызванных многолучевостью, на основе полученных оценок определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника горизонтальный и вертикальный уровни защиты,in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver, the inaccuracy of the formation of the corrective information of the wide-zone differential system, modeling of atmospheric errors, errors caused by multipath are taken into account, based on the estimates obtained, the horizontal and vertical levels of protection are determined in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver,

Figure 00000005
Figure 00000005

Figure 00000006
Figure 00000006

где AH- коэффициент проекции ошибок в горизонтальной плоскости; AV – коэффициент проекции ошибок в вертикальной плоскости.where A H is the projection coefficient of errors in the horizontal plane; A V is the projection coefficient of errors in the vertical plane.

Figure 00000007
Figure 00000007

Figure 00000008
Figure 00000008

где HPLВНО – радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя;where HPL VNO is the radius of the circle in the horizontal plane with the center at the point of the real position of the consumer;

VPLВНО – половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя;VPL VNO - half the length of the segment in the vertical direction with the center at the point of the real position of the consumer;

KH – фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;K H - factor reflecting the confidence range in the plane;

KV – фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте;K V - factor reflecting the confidence range in height;

Sbias - точность формирования коррекций ЧВП и орбиты НКА,S bias - the accuracy of the formation of the corrections of the CVP and the orbit of the spacecraft,

определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника целостность высокоточного навигационного определения путем сравнения с заданными аварийными пределами по горизонтали и вертикали, после сообщают с помощью устройства отображения информации приемника полученный из вычислительного устройства приемника результат и параметры целостности высокоточных навигационных определений, принимают при помощи антенно-фидерного устройства второй радиосигнал, хотя бы от одного многофункционального космического аппарата, содержащий корректирующую навигационную информацию широкозонной дифференциальной системы (ШДС) и точность формирования данной информации в формате RTCM 3.2, либо принимают радиосигнал с аналогичной корректирующей информацией от центра обработки данных (ЦОД) ШДС по каналам сети Internet при помощи антенно-фидерного устройства и устройства приема корректирующей информации, далее используя первый радиосигнал формируют в радиочастотной части приемника измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы), подают первый и второй радиосигналы в вычислительное устройство приемника, далее в блоке формирования массива скорректированных измерений вычислительного устройства приемника формируют линейные безионосферные комбинации первичных радионавигационных параметров:in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver, the integrity of the high-precision navigation determination is determined by comparing with the set emergency limits horizontally and vertically, after which the result and the integrity parameters of the high-precision navigation definitions received from the receiver’s computing device are reported using the antenna -feeder device, a second radio signal from at least one multifunction channel spacecraft containing corrective navigation information of a wide-band differential system (SDS) and the accuracy of generating this information in RTCM 3.2 format, or they receive a radio signal with similar correcting information from a data center of the SDS via Internet channels using an antenna-feeder device and devices for receiving corrective information, then using the first radio signal form in the radio frequency part of the receiver the measurement of primary radio navigation parameters (pseudo range and pseudo-phases), they supply the first and second radio signals to the receiver computing device, then in the block for generating an array of adjusted measurements of the receiver computing device, linear non-ionospheric combinations of primary radio navigation parameters are formed:

Figure 00000009
Figure 00000009

Figure 00000010
Figure 00000010

где PIF - линейная безионосферная комбинация измерений псевдодальности; ФIF – линейная безионосферная комбинация измерений псевдофазы; Pi, Pj – измерения псевдодальности на частотах i и j; Фi, Фj – измерения псевдофазы на частотах i и j; Сi, Сj – частотные коэффициенты:where P IF is a linear non-ionospheric combination of pseudorange measurements; Ф IF - linear non-ionospheric combination of pseudophase measurements; P i , P j - pseudorange measurements at frequencies i and j; Ф i , Ф j - measurements of pseudophase at frequencies i and j; With i , With j - frequency coefficients:

Figure 00000011
Figure 00000011

Figure 00000012
Figure 00000012

формируют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника ковариационную матрицу с использованием первого и второго радиосигналов, ковариационная матрица ошибок измерений имеет вид:form a covariance matrix using the first and second radio signals in the implementation block of the high-precision navigation mode of the receiver computing device, the covariance matrix of measurement errors has the form:

Figure 00000013
Figure 00000013

где RP,IF - подматрица ошибок измерений псевдодальности; RФ,IF – подматрица ошибок измерений псевдофазы.where R P, IF is a submatrix of pseudorange measurement errors; R f, IF - submatrix of measurement errors of the pseudophase.

Сущность и признаки заявленного изобретения в дальнейшем поясняются чертежами, где показано следующее:The essence and features of the claimed invention are further illustrated by the drawings, which show the following:

на фиг. 1 – блок-схема системы определения целостности высокоточных навигационных определений, где:in FIG. 1 is a block diagram of a system for determining the integrity of high-precision navigation definitions, where:

1…1N – многофункциональный космический аппарат;1 ... 1 N - multifunctional spacecraft;

2…2N – навигационный космический аппарат глобальной навигационной спутниковой системы;2 ... 2 N - navigation spacecraft of the global navigation satellite system;

3 – широкозонная дифференциальная система;3 - wide-gap differential system;

4 – центр обработки данных ШДС;4 - SDS data processing center;

5 – приемное устройство;5 - receiving device;

6 – первое антенно-фидерное устройство;6 - the first antenna feeder device;

7 – второе антенно-фидерное устройство;7 - second antenna feeder device;

8 – радиочастотная часть;8 - radio frequency part;

9 – устройство приема корректирующей информации;9 - device receiving corrective information;

10 – вычислительное устройство;10 - computing device;

11 – устройство отображение информации;11 - device display information;

12 – первый радиосигнал от НКА;12 - the first radio signal from the NKA;

13 – второй радиосигнал от МКА с излучаемой широкозонной корректирующей информацией;13 - the second radio signal from the MCA with the radiated wide-area corrective information;

14 – второй радиосигнал с излучаемой широкозонной корректирующей информацией по сети Internet;14 - the second radio signal with radiated wide-area correction information over the Internet;

15 – радиосигнал закладывающий корректирующую информацию от ШДС на МКА;15 - a radio signal laying the corrective information from the SDS on the MCA;

на фиг. 2 – блок-схема вычислительного устройства приемника, где:in FIG. 2 is a block diagram of a receiver computing device, where:

10 – вычислительное устройство;10 - computing device;

16 – блок формирования массива скорректированных измерений;16 - block forming an array of adjusted measurements;

17 – блок реализации режима высокоточной навигации;17 - block implementation of high-precision navigation;

18 – блок определения целостности навигационных определений;18 is a block for determining the integrity of navigation definitions;

на фиг. 3 – блок-схема алгоритма определения целостности высокоточных навигационных определений, где:in FIG. 3 is a block diagram of an algorithm for determining the integrity of high-precision navigation definitions, where:

19 – формирование скорректированных измерений;19 - formation of adjusted measurements;

20 – первичные измерения приемника;20 - primary measurements of the receiver;

21 – формирование массива скорректированных измерений;21 - formation of an array of adjusted measurements;

22 – алгоритм высокоточной навигации;22 - high-precision navigation algorithm;

23 – формирование ковариационной и проекционной матриц;23 - the formation of covariance and projection matrices;

24 – корректирующая информация широкозонной ДС;24 - corrective information wide-gap DS;

25 – определение высокоточных параметров положения приемника;25 - determination of high-precision parameters of the position of the receiver;

26 – целостность навигационных определений;26 - integrity of navigation definitions;

27 – определение величин ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, определяемых текущими измерениями;27 - determination of error values in the horizontal plane and vertically, determined by current measurements;

28 – определение горизонтального (HPL) и вертикального (VPL) уровней защиты;28 - definition of horizontal (HPL) and vertical (VPL) levels of protection;

29 – определение целостности высокоточного навигационного определения;29 — integrity determination of a high-precision navigation determination;

30 – верификация целостности;30 - integrity verification;

31 – вывод результатов высокоточных навигационных определений не обеспеченных признаком целостности;31 - conclusion of the results of high-precision navigation definitions not provided with a sign of integrity;

32 – вывод достоверных результатов высокоточных навигационных определений;32 - the conclusion of reliable results of high-precision navigation definitions;

на фиг. 4 – горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка;in FIG. 4 - horizontal, vertical levels of protection and horizontal and vertical error;

на фиг. 5 – горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка.in FIG. 5 - horizontal, vertical levels of protection and horizontal and vertical error.

Решение задачи навигации потребителя на основе измерений нарастающего объема (фильтра Калмана) позволяет найти оценку вектора положения потребителя с учетом всех проведенных ранее измерений, что уменьшает влияние аномальных ошибок измерений на результат решения задачи местоопределения. При описании модели движения объекта используют линеаризацию в окрестности текущего фазового вектора потребителя Хk. Переходная матрица линейной модели движения объекта есть Ф.The solution of the consumer navigation problem based on measurements of the growing volume (Kalman filter) allows us to find an estimate of the consumer position vector taking into account all previously performed measurements, which reduces the influence of anomalous measurement errors on the result of solving the location problem. When describing the model of motion of an object, linearization is used in the vicinity of the current phase vector of the consumer X k . The transition matrix of the linear model of the object’s motion is F.

Априорные оценки вектора потребителя (X) и ковариационной матрицы ошибки определения вектора потребителя (P) обозначены верхним индексом "-", а апостериорные оценки – индексом "+".A priori estimates of the consumer vector (X) and the covariance matrix of the error in determining the consumer vector (P) are indicated by the superscript "-", and a posteriori estimates are indicated by the index "+".

Процедура применения фильтра Калмана на каждом шаге измерений k (k=0,1,2,…) имеет следующий вид:The procedure for applying the Kalman filter at each measurement step k (k = 0,1,2, ...) has the following form:

• Вычисляется ожидаемый вектор измерений • The expected measurement vector is calculated.

Figure 00000014
(1)
Figure 00000014
 (one)

• Вычисляется матрица измерений• The measurement matrix is calculated

Figure 00000015
(2)
Figure 00000015
 (2)

• Вычисляется матрица обратной связи Kkпри помощи уравнения:• The feedback matrix K k is calculated using the equation:

Figure 00000016
(3)
Figure 00000016
 (3)

• Определяется апостериорная оценка фазового вектора потребителя:• An a posteriori estimation of the consumer phase vector is determined:

Figure 00000017
(4)
Figure 00000017
 (four)

• Определяется апостериорная ковариационная матрица ошибки определения фазового вектора потребителя:• The posterior covariance matrix of the error in determining the consumer phase vector is determined:

Figure 00000018
(5)
Figure 00000018
 (5)

здесь I – единичная матрицаhere I is the identity matrix

• Вычисляется априорная оценка ковариационной матрицы на следующем k+1 шаге:• An a priori estimate of the covariance matrix is calculated at the next k + 1 step:

Figure 00000019
(6)
Figure 00000019
 (6)

здесь

Figure 00000020
– ковариационная матрица возмущенийhere
Figure 00000020
 - covariance perturbation matrix

• Вычисляется фазовый вектор потребителя на следующем k+1 шаге:• The consumer phase vector is calculated at the next k + 1 step:

Figure 00000021
(7)
Figure 00000021
 (7)

В режиме высокоточной навигации по сигналам НКА ГНСС (21…2N), принимаемых антенно-фидерным устройством (6) приемника (5) в радиочастотной части (8) приемника (5) осуществляется формирование измерений первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы) (см. фиг. 1). Антенно-фидерным устройством (6) приемника (5) осуществляется прием сигналов от многофункциональных космических аппаратов (11…1N) с коррекциями спутниковых часов и орбиты НКА ГНСС (либо при помощи антенно-фидерного устройства (7) и устройства приема корректирующей информации (9) по сети Internet от ЦОД ШДС). По измерениям от навигационных космических аппаратов (21…2N) наблюдаемых на приемнике (5) в вычислительном устройстве (10) формируется вектор измеренных параметров, который представим в виде:In the high-precision navigation mode using GNSS signals (2 1 ... 2 N ) received by the antenna-feeder device (6) of the receiver (5) in the radio frequency part (8) of the receiver (5), measurements of primary radio navigation parameters (pseudorange and pseudophase) are formed ( see Fig. 1). The antenna-feeder device (6) of the receiver (5) receives signals from multifunctional spacecraft (1 1 ... 1 N ) with corrections to the satellite clock and the orbit of the GNSS satellite (or using the antenna-feeder device (7) and the device for receiving corrective information ( 9) over the Internet from the DDS data center). According to measurements from navigation spacecraft (2 1 ... 2 N ) observed at the receiver (5) in the computing device (10), a vector of measured parameters is formed, which can be represented as:

Figure 00000022
(8)
Figure 00000022
 (8)

где PIF- линейная безионосферная комбинация измерений псевдодальности; ФIF– линейная безионосферная комбинация измерений псевдофазы.where P IF is a linear non-ionospheric combination of pseudorange measurements; Ф IF - linear non-ionospheric combination of pseudophase measurements.

Ковариационная матрица ошибок измерений имеет вид:The covariance matrix of measurement errors has the form:

Figure 00000013
(9)
Figure 00000013
 (9)

где RP,IF- подматрица ошибок измерений псевдодальности; RФ,IF – подматрица ошибок измерений псевдофазы.where R P, IF is a submatrix of pseudorange measurement errors; R f, IF - submatrix of measurement errors of the pseudophase.

В общем виде вектор оцениваемых параметров для высокоточной навигации имеет вид:In general, the vector of estimated parameters for high-precision navigation has the form:

Figure 00000023
(10)
Figure 00000023
 (10)

где xT - координаты определяемого пункта; T – сдвиг шкалы времени приемника; ZTD – зенитная тропосферная задержка; GN и GE – северныя и восточные компоненты градиента тропосферной задержки; BIF – остаточная поправка безионосферной комбинации измерений псевдофазы.where x T - coordinates of the determined item; T is the shift of the receiver timeline; Z TD - anti-aircraft tropospheric delay; G N and G E are the northern and eastern components of the tropospheric delay gradient; B IF - residual correction of a non-ionospheric combination of pseudophase measurements.

В случае одночастотной аппаратуры потребителя для компенсации ионосферной погрешности измерений необходимо передавать в составе корректирующей информации ионосферную сетку с параметрами задержек и характеристики точности формирования параметров задержки, добавив в формат RTCM 3.2 соответствующие сообщения.In the case of single-frequency consumer equipment, to compensate for the ionospheric measurement error, it is necessary to transmit an ionospheric grid with the delay parameters and characteristics of the accuracy of the formation of the delay parameters as part of the correcting information by adding the appropriate messages to the RTCM 3.2 format.

В заявленном способе определения целостности для высокоточной навигации потребителя предлагается использовать параметры для оценки характеристик точности навигации потребителя для широкозонных функциональных дополнений ГНСС (горизонтальный и вертикальный уровени защиты):In the claimed method for determining integrity for high-precision consumer navigation, it is proposed to use parameters for evaluating the accuracy characteristics of consumer navigation for wide-area GNSS functional additions (horizontal and vertical levels of protection):

• HPLВНО – радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя.• HPL VNO - the radius of the circle in the horizontal plane with the center at the point of the real position of the consumer.

• VPLВНО – половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя.• VPL VNO - half the length of the segment in the vertical direction, centered at the point of the real position of the consumer.

Применение данных оценок характеристик точности дает возможность получить количественную оценку качества навигационного определения и отобразить потребителю с помощью устройства отображения информации (11). Величины ошибок определения положения потребителя в горизонтальной плоскости и по вертикали вычисляются на основе коэффициентов ковариационной матрицы ошибок определения вектора положения: The use of these estimates of accuracy characteristics makes it possible to obtain a quantitative assessment of the quality of the navigation definition and display it to the consumer using an information display device (11). Error values for determining the position of the consumer in the horizontal plane and vertically are calculated based on the coefficients of the covariance matrix of errors in determining the position vector:

Figure 00000003
(11)
Figure 00000003
 (eleven)

Figure 00000004
(12)
Figure 00000004
 (12)

где P11, P22, P33 – элементы ковариационной матрицы ошибок (5).where P 11 , P 22 , P 33 are the elements of the covariance error matrix (5).

Расчет HPLВНО и VPLВНО проводится по следующим формулам:The calculation of HPL VNO and VPL VNO is carried out according to the following formulas:

Figure 00000024
(13)
Figure 00000024
 (13)

Figure 00000025
(14)
Figure 00000025
 (fourteen)

где KH – фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;where K H is the factor reflecting the confidence range in the plane;

KV – фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте.K V - factor reflecting the confidence range in height.

Проблемы с вычислением горизонтального и вертикального уровней защиты появляются, особенно в статических случаях, когда оценка положения в фильтре Калмана сходится к некоторой очень маленькой величине. Поэтому невозможно использовать эти данные, чтобы вычислить реалистичные уровни защиты. Уровни защиты, рассчитанные заявленным способом, описывают только, какая величина ошибки положения может быть вызвана текущими измерениями, но эти уровни защиты не сообщают пользователю о полных ошибках положения. Присутствующие при спутниковой навигации тропосферная, ионосферная погрешности, а также эффект многолучевости не могут быть смоделированы или исправлены полностью. Кроме того, ошибки в коррекциях спутниковых часов и коррекциях орбиты корректирующей информации от широкозонного функционального дополнения могут оказывать шумовое воздействие на измерения навигационных параметров.Problems with the calculation of horizontal and vertical levels of protection appear, especially in static cases, when the position estimate in the Kalman filter converges to some very small value. Therefore, it is impossible to use this data to calculate realistic levels of protection. The protection levels calculated by the claimed method only describe the magnitude of the position error that may be caused by current measurements, but these protection levels do not inform the user of complete position errors. The tropospheric, ionospheric errors, as well as the multipath effect present in satellite navigation cannot be modeled or completely corrected. In addition, errors in satellite clock corrections and orbit corrections of corrective information from wide-area functional additions can have a noise effect on measurements of navigation parameters.

Вышеперечисленные положения должны быть приняты во внимание при вычислении реалистичных уровней защиты. Для обеспечения вероятности правильного определения положения потребителя ~ 99,9% величины факторов, отражающих доверительный диапазон в плоскости (KH) и по высоте (KV), принимаем равными 6.The above provisions should be taken into account when calculating realistic levels of protection. To ensure the probability of a correct determination of the consumer’s position, ~ 99.9% of the factors reflecting the confidence range in the plane (K H ) and height (K V ) are taken equal to 6.

В заявленном способе определения целостности для высокоточной навигации потребителя проекционная матрица имеет вид:In the claimed method for determining the integrity for high-precision navigation of the consumer, the projection matrix has the form:

Figure 00000001
(15)
Figure 00000001
 (fifteen)

Тогда коэффициенты проекции ошибок в горизонтальной области (AH)и по вертикали (AV) рассчитываются по следующим формулам:Then the projection coefficients of errors in the horizontal region (A H ) and vertically (A V ) are calculated by the following formulas:

Figure 00000005
(16)
Figure 00000005
 (16)

Figure 00000006
(17)
Figure 00000006
 (17)

Горизонтальный и вертикальный уровни защиты для режима высокоточной навигации, с учетом качества измерений и точности формирования коррекций частотно-временных параметров (ЧВП) и орбиты НКА в широкозонных функциональных дополнениях, рассчитываются по следующим формулам:The horizontal and vertical levels of protection for high-precision navigation mode, taking into account the quality of measurements and the accuracy of the formation of corrections of the time-frequency parameters (CVP) and the orbit of the spacecraft in wide-area functional additions, are calculated by the following formulas:

Figure 00000007
(18)
Figure 00000007
 (eighteen)

Figure 00000008
(19)
Figure 00000008
 (19)

где Sbias - точность формирования коррекций ЧВП и орбиты НКА.where S bias is the accuracy of the formation of corrections of the FWP and the orbit of the spacecraft.

После вычисления горизонтального и вертикального уровней защиты их сравнивают с заданным аварийным пределом и принимают решение о целостности высокоточного навигационного определения.After calculating the horizontal and vertical levels of protection, they are compared with a given emergency limit and a decision is made on the integrity of the high-precision navigation definition.

Экспериментальная оценка определения целостности навигационных определений проводилась для различного состава визируемого созвездия НКА. При обработке экспериментальных данных использовался алгоритм высокоточной навигации с использованием широкозонной корректирующей информации: коррекции часов и орбит НКА, данные о точности формирования данных коррекций, данные о пригодности НКА для выполнения целевой задачи. Определение параметров HPL и VPL проводилось по заявленному способу определения целостности при высокоточной навигации потребителя. При расчете HPL и VPL использовались следующие значения параметров: Sbias = 10см; KH = KV=6. Ошибки определения положения в плоскости (Eh) и по высоте (Ev) оценивались относительно известных априорных координат пункта.An experimental assessment of determining the integrity of navigational definitions was carried out for different composition of the sighted constellation of the NCA. When processing the experimental data, a high-precision navigation algorithm was used using wide-area corrective information: the correction clocks and orbits of the spacecraft, data on the accuracy of the formation of the correction data, data on the suitability of the spacecraft to perform the target task. The determination of the HPL and VPL parameters was carried out according to the claimed method for determining the integrity of high-precision navigation of the consumer. When calculating HPL and VPL, the following parameter values were used: S bias = 10cm; K H = K V = 6. Errors in determining the position in the plane (Eh) and height (Ev) were estimated relative to the known a priori coordinates of the point.

Эксперимент проводился для созвездия НКА GPS и совмещенного созвездия НКА ГЛОНАСС/GPS (фиг.4). Для подтверждения повторяемости результатов экспериментальной отработки разработанной методики определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени был проведен аналогичный эксперимент в другие сутки (фиг.5).The experiment was conducted for the constellation NKA GPS and the combined constellation NKA GLONASS / GPS (figure 4). To confirm the repeatability of the results of experimental testing of the developed methodology for determining the integrity of high-precision navigation definitions in real time, a similar experiment was conducted on another day (Fig. 5).

Проведенные экспериментальные оценки заявленного способа и системы определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени показывают, что расчет уровней защиты в плоскости и по высоте отражает реальную картину распределения ошибки навигационных определений.The experimental evaluations of the claimed method and system for determining the integrity of high-precision navigation definitions in real time show that the calculation of protection levels in the plane and in height reflects the real picture of the distribution of the error of navigation definitions.

Claims (27)

Способ определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени заключается в том, что принимают при помощи антенно-фидерного устройства приемника первый радиосигнал всех видимых навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем, содержащий навигационную информацию, формируют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника проекционную матрицу и ковариационную матрицу, проекционная матрица имеет видThe method for determining the integrity of high-precision navigation definitions in real time is that the first radio signal of all visible navigation spacecraft of the global navigation satellite systems containing the navigation information is received using the antenna-feeder device of the receiver, and a projection matrix is formed in the implementation block of the high-precision navigation mode of the receiver computing device and covariance matrix, the projection matrix has the form
Figure 00000026
,
Figure 00000026
 , где H – матрица частных производных
Figure 00000027
 (направляющих косинусов) вектора оцениваемых параметров,where H is the partial differential matrix
Figure 00000027
 (guide cosines) of the vector of estimated parameters, определяют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника с использованием фильтра Калмана высокоточное навигационное определение, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника величины ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, обусловленные текущими измерениями,determining in the implementation block of the high-precision navigation mode of the receiver computing device using the Kalman filter a high-precision navigation determination, determining the horizontal and vertical errors in the determination unit of the navigation definitions of the receiver computing device due to current measurements,
Figure 00000028
,
Figure 00000028
 ,
Figure 00000029
,
Figure 00000029
 , где P11, P22, P33 – элементы ковариационной матрицы ошибок,where P 11 , P 22 , P 33 - elements of the covariance matrix of errors, производят в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника учет неточности формирования корректирующей информации широкозонной дифференциальной системы, моделирования атмосферных погрешностей, погрешностей, вызванных многолучевостью, на основе полученных оценок определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника горизонтальный и вертикальный уровни защиты,in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver, the inaccuracy of the formation of the corrective information of the wide-zone differential system, modeling of atmospheric errors, errors caused by multipath are taken into account, based on the estimates obtained, the horizontal and vertical levels of protection are determined in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver,
Figure 00000030
,
Figure 00000030
 ,
Figure 00000031
,
Figure 00000031
 , где AH - коэффициент проекции ошибок в горизонтальной плоскости; AV – коэффициент проекции ошибок в вертикальной плоскости,where A H is the projection coefficient of errors in the horizontal plane; A V is the projection coefficient of errors in the vertical plane,
Figure 00000032
,
Figure 00000032
 ,
Figure 00000033
,
Figure 00000033
 , где HPLВНО – радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя;where HPL VNO is the radius of the circle in the horizontal plane with the center at the point of the real position of the consumer; VPLВНО – половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя;VPL VNO - half the length of the segment in the vertical direction with the center at the point of the real position of the consumer; KH – фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;K H - factor reflecting the confidence range in the plane; KV – фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте;K V - factor reflecting the confidence range in height; Sbias - точность формирования коррекций ЧВП и орбиты НКА,S bias - the accuracy of the formation of the corrections of the CVP and the orbit of the spacecraft, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника целостность высокоточного навигационного определения путем сравнения с заданными аварийными пределами по горизонтали и вертикали, после сообщают с помощью устройства отображения информации приемника полученный из вычислительного устройства приемника результат и параметры целостности высокоточных навигационных определений, отличающийся тем, что принимают при помощи антенно-фидерного устройства второй радиосигнал хотя бы от одного многофункционального космического аппарата, содержащий корректирующую навигационную информацию широкозонной дифференциальной системы (ШДС) и точность формирования данной информации в формате RTCM 3.2, либо принимают радиосигнал с аналогичной корректирующей информацией от центра обработки данных (ЦОД) ШДС по каналам сети Internet при помощи антенно-фидерного устройства и устройства приема корректирующей информации, далее, используя первый радиосигнал, формируют в радиочастотной части приемника измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы), подают первый и второй радиосигналы в вычислительное устройство приемника, далее в блоке формирования массива скорректированных измерений вычислительного устройства приемника формируют линейные безионосферные комбинации первичных радионавигационных параметров:in the unit for determining the integrity of the navigation definitions of the computing device of the receiver, the integrity of the high-precision navigation determination is determined by comparing with the set emergency limits horizontally and vertically, then the result and the integrity parameters of the high-precision navigation definitions obtained from the computing device of the receiver are reported, characterized in that using the antenna-feeder device receive the second radio signal at least about t of one multifunctional spacecraft containing corrective navigation information of a wide-band differential system (SDS) and the accuracy of generating this information in RTCM 3.2 format, or they receive a radio signal with similar correcting information from a data center of the SDS via Internet channels using an antenna feeder devices and devices for receiving corrective information, then, using the first radio signal, form the primary radio navigation measurements in the radio frequency part of the receiver parameters (pseudorange and pseudo-phases), the first and second radio signals are fed to the receiver computing device, then linear non-ionospheric combinations of primary radio navigation parameters are formed in the unit for generating an array of adjusted measurements of the receiver computing device:
Figure 00000034
,
Figure 00000034
 ,
Figure 00000035
,
Figure 00000035
 , где PIF - линейная безионосферная комбинация измерений псевдодальности; ФIF – линейная безионосферная комбинация измерений псевдофазы; Pi, Pj – измерения псевдодальности на частотах i и j; Фi, Фj – измерения псевдофазы на частотах i и j; Сi, Сj – частотные коэффициенты:where P IF is a linear non-ionospheric combination of pseudorange measurements; Ф IF - linear non-ionospheric combination of pseudophase measurements; P i , P j - pseudorange measurements at frequencies i and j; Ф i , Ф j - measurements of pseudophase at frequencies i and j; With i , With j - frequency coefficients:
Figure 00000036
,
Figure 00000036
 ,
Figure 00000037
,
Figure 00000037
 , формируют в блоке реализации режима высокоточной навигации вычислительного устройства приемника ковариационную матрицу с использованием первого и второго радиосигналов, ковариационная матрица ошибок измерений имеет вид:form a covariance matrix using the first and second radio signals in the implementation block of the high-precision navigation mode of the receiver computing device, the covariance matrix of measurement errors has the form:
Figure 00000038
,
Figure 00000038
 , где RP,IF - подматрица ошибок измерений псевдодальности; RФ,IF – подматрица ошибок измерений псевдофазы. where R P, IF is a submatrix of pseudorange measurement errors; R f, IF - submatrix of measurement errors of the pseudophase.
RU2017109872A 2017-03-24 2017-03-24 Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time RU2644450C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017109872A RU2644450C1 (en) 2017-03-24 2017-03-24 Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017109872A RU2644450C1 (en) 2017-03-24 2017-03-24 Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2644450C1 true RU2644450C1 (en) 2018-02-12

Family

ID=61226693

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017109872A RU2644450C1 (en) 2017-03-24 2017-03-24 Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2644450C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110687557A (en) * 2019-09-24 2020-01-14 北京航空航天大学 Advanced receiver autonomous integrity monitoring protection level optimization method and device

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1998025108A1 (en) * 1996-12-06 1998-06-11 Surender Kumar Gupta A neural network-based system for improving the accuracy of global positioning system signals
WO2012151006A1 (en) * 2011-03-22 2012-11-08 Trimble Navigation Limited Gnss signal processing with delta phase
RU2567501C2 (en) * 2010-02-26 2015-11-10 Навком Текнолоджи, Инк. Method and system for position estimation with offset compensation
RU2577846C1 (en) * 2014-12-17 2016-03-20 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method of determining integrity of high-precision navigation determinations of consumer and system therefor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1998025108A1 (en) * 1996-12-06 1998-06-11 Surender Kumar Gupta A neural network-based system for improving the accuracy of global positioning system signals
RU2567501C2 (en) * 2010-02-26 2015-11-10 Навком Текнолоджи, Инк. Method and system for position estimation with offset compensation
WO2012151006A1 (en) * 2011-03-22 2012-11-08 Trimble Navigation Limited Gnss signal processing with delta phase
RU2577846C1 (en) * 2014-12-17 2016-03-20 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method of determining integrity of high-precision navigation determinations of consumer and system therefor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110687557A (en) * 2019-09-24 2020-01-14 北京航空航天大学 Advanced receiver autonomous integrity monitoring protection level optimization method and device
CN110687557B (en) * 2019-09-24 2021-11-16 北京航空航天大学 Advanced receiver autonomous integrity monitoring protection level optimization method and device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108333604B (en) Method and device for positioning by using satellite and satellite time service method and device
US7576690B2 (en) Position determination with reference data outage
US8624779B2 (en) Global navigation satellite system (GNSS) reference station integrity monitoring and assurance
EP2259087B1 (en) Method and apparatus providing improved position estimate based on an initial coarse position estimate
JP5895866B2 (en) GNSS positioning apparatus and GNSS positioning method
US9798017B2 (en) Reducing time and increasing reliability of ambiguity resolution in GNSS
US6999027B1 (en) Accommodation of anti-jamming delays in GNSS receivers
US20150362596A1 (en) State detecting method, correction value processing device, positioning system, and state detection program
JP6156533B2 (en) GNSS positioning apparatus and GNSS positioning method
JPH10508686A (en) Differential GPS ground station system
US9389317B2 (en) Method and apparatus for determining position in a global navigation satellite system
US6324474B1 (en) Method for establishing coverage area and accuracy of a wide-area differential global positioning system
US11112508B2 (en) Positioning method and positioning terminal
JP2008014938A (en) System and method for enhancing performance of satellite navigation receiver
RU2577846C1 (en) Method of determining integrity of high-precision navigation determinations of consumer and system therefor
Crespillo et al. Design and evaluation of robust M-estimators for GNSS positioning in urban environments
JP6414279B2 (en) GNSS positioning device
JP2009063531A (en) Positioning system and positioning method
RU2644450C1 (en) Method of high-precision navigational sightings integrity definition in real time
JP2007010422A (en) Positioning system
Yen et al. Positioning with two satellites and known receiver clock, barometric pressure and radar elevation
KR101608809B1 (en) Apparatus and Method for correcting vector error to extend operational boundary of Ground Based Augmentation System
Štěpánek et al. The GOP analysis center: DORIS contribution to ITRF2020
JP2009175134A (en) Navigation system with apparatus for detecting accuracy failure
Krawinkel et al. Improved high-precision GNSS navigation with a passive hydrogen maser