Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах повышения безопасности полета и посадки воздушных судов (ВС). Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обнаружения внешней имитационной помехи самим ВС. Для этого в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит об обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС. 1 ил.

 

Изобретение относится к областям глобальных навигационных спутниковых систем и авиации и может быть использовано для повышения безопасности полета и посадки воздушных судов (ВС).

Известно изобретение «Способ определения недопустимой аномалии принимаемых сигналов навигационных спунтиков» (патент №2393504 по МПК G01S 19/07 от 23.10.2008 г., характеризующийся формированием, так называемых дифференциальных поправок (ДП) к кодам псевдодальности (ПД), определяемым на ВС с помощью бортового спутникового навигационного приемника, например, - простейшего приемоиндикатора в гражданской авиации. При этом ДП формируются значительно более точной и надежной, чем бортовой навигационный приемник, наземной стационарной локальной контрольно-корректирующей станцией (ЛККС) и выдается по радиоканалу на борт ВС для уточнения кодов ПД, а следовательно - координат местоположения ВС.

Слабым местом известного способа является радиоканал, по которому из ЛККС на борт ВС (обычно на ультра коротких волнах - УКВ, в зоне аэропорта) передаются ДП. При этом злоумышленник, вооруженный соответствующим передатчиком УКВ может передавать ложные коды ДП, а еще проще заглушить указанный канал и ухудшить условия безопасности полета и посадки ВС при менее точных координатах местоположения ВС.

Указанный недостаток устранен в ниже приведенном изобретении.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является «Способ повышения безопасности полета и посадки ВС с помощью ЛККС» (патент №2666554 по МПК G01S 19/01 по заявке №2017135650 от 06.10.2017 г.), характеризующийся - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС. Одним из вариантов простого решения является использование вблизи ЛККС УКВ - радиоприемника, обнаруживающего радиопередатчик злоумышленника, который затем подлежит нейтрализации, а более сложные технические варианты решения относятся к защите кодограммы передачи ДП по радиоканалу.

Однако известный способ не может помочь, также как и ЛККС, при формировании злоумышленником направленной на ВС имитационной помехи в зоне видимого созвездия НС, что по силам современным беспилотникам.

Техническим результатом заявляемого изобретения является обнаружение внешней имитационной помехи самим ВС путем прогнозирования ожидаемых кодов ПД и сопоставления их с соответствующими реальными кодами ПД.

Технический результат достигается тем, что способ обнаружения ВС внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения, характеризующийся использованием на ВС приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС, а также - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС, а также тем, что в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит о обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.

На фиг. 1 представлен эскиз, поясняющий рассматриваемый способ.

На эскизе показаны группа 1 видимых конкретным ВС в данный момент времени НС 1.1, 1.2, 1.3, … 1.n созвездия НС (российской ГЛОНАС, американской GPSn др.), источник имитационной помехи, например, беспилотный летательный аппарат БПЛА) 2 с радиопередатчиком 2.1 и само ВС 3 с приемоиндикатором 3.1.

Способ осуществляется следующим образом.

Пусть на ВС 3 используют в качестве спутникового радионавигационного приемника типовой для гражданской авиации приемоиндикатор 3.1, воспринимающий радиосигналы НС от любых глобальных спутниковых радионавигационных систем (СРНС), а на БПЛА - используют радиопередатчик 2.1, имитирующий радиосигналы одной или нескольких глобальных СРНС (ГЛОНАС, GPS и др.).

В отсутствии БПЛА 2 приемоиндикатор 3.1 в конкретный текущий момент времени принимает радиосигнал (достаточно от четырех любых НС, главное кондиционных), например, от НС 1.1, 1.2, 1.3 и 1.n. Радиосигнал от каждого НС представляет собой сложную радиопосылку, содержащую, в числе прочего, номер НС, местоположение НС в пространстве и код псевдодальности (ПД), представляющий собой точное время в системе единого времени (на НС используют атомные часы), излучения радиосигнала этим НС. Приемоиндикатор 3.1 определяет точное время приема этого радиосигнала в той же системе единого времени, расчитывает время в пути этого радиосигнала, как разницу времени приема и времени излучения данной радиопосылки от этого НС, а затем определяет ПД до этого НС как произведение времени в пути на скорость распространения радиоволн - 300000 км/с. При этом ВС 3 в данный момент времени находится в одной из точек окружности равноудаленной от соответствующего НС на величину рассчитанного значения ПД. Аналогично приемоиндикатор 3.1 определяет ПД по четырем выбранным им НС, а местоположение ВС 3 в пространстве будет определяться однозначно как точка пересечения четырех соответствующих окружностей. Таким образом в каждый момент времени автоматически определяется и индицируется на приемоиндикаторе 3.1 его (а с ним иВС3) местоположение в пространстве.

Злоумышленник с помощью БПЛА 2 имеет цель навредить ВС 3 путем имитации радиосигнала СРНС таким образом, чтобы ВС 3, не имеющий специальных средств защиты, воспринимал бы радиосигнал БПЛА 2 в качестве реального НС (эффект «ложного спутника»), но при этом имитируемый радиопередатчиком 2.1 радиосигнал содержал бы не верный код ПД (например, указывая не верное время излучения радиосигнала), что привело бы к ошибке при оределении местоположения ВС 3 в пространстве, что особенно опасно, например, при посадке ВС 3 при плохой видимости.

Рассмртрим теперь способ обнаружения в ВС 3 «ложного спутника» - БПЛА 2, имитирующего помеху.

Способ характеризуется использованием на ВС 3 приемоиндикатора 3.1 спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС 3, а также - использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС 3. В качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС 3 вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС 3 для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором 3.1 данного ВС 3 навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе 3.1 данного ВС 3 получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит о обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.

При этом программа вычислителя ВС 3 может использовать следующий алгоритм.

В момент времени tk при нормальном функционировании всех спутников рабочего созвездия и ИНС формируется вектор разностей скоростей Δνk, измеренных приемоиндикатором СРНС и ИНС также в момент времени tk

Вычисленное значение Δνk поступает в фильтр Калмана.

На выходе фильтра наблюдается наилучшая линейная оценка Наличие величины позволяет найти наилучшую оценку скорости по измерениям двух рассматриваемых навигационных датчиков согласно выражению

Найденная оценка поступает в блок прогноза, представляющий собой разомкнутый фильтр Калмана.

Величина Δνk+n представляет прогнозируемое значение расхождений измерений скорости ПИ СРНС и ИНС.

Начиная с момента tk в течение интервала времени Δt с частотой обновления навигационной информации проводится пересчет текущих координат ИНС с учетом наблюдаемых расхождений по координатам СРНС и ИНС в эквивалентные псевдодальности до всех КА рабочего созвездия

В уравнении (4) - вектор координат ИНС в геоцентрической системе координат.

Прогнозируемый вектор псевдодальностей на основе информации от ИНС а также вектор псевдодальностей, измеренных ПИ СРНС в каждый момент времени в течение текущего интервала прогнозирования поступают в блок анализа различий псевдодальностей.

В этом блоке формируется вектор, представляющий собой разность векторов и

где m - число КА, находящихся в режиме сопровождения в измерительных каналах ПИ СРНС.

Псевдодальности Δr(j)k+i вектора различий ΔRk+i, полученного путем обработки информации рассматриваемых навигационных приборов, могут быть выбраны в качестве диагностических признаков для обнаружения "ложных спутников", созданных террористической группировкой с целью создать имитационную помеху.

Предположим ситуацию, когда в момент времени tk, находящийся в пределах, интервала Δt, то есть при tk≤te≤tk+Δt, при очередном обновлении информации происходит "захват" "ложного спутника" в качестве j-го КА рабочего созвездия. Это приводит к появлению аномально большой компоненты |Δre(j)k+i| вектора ΔRk+i, соответствующей j-му измерительному каналу. Если j-я компонента превышает порог, соответствующий допустимому уровню ошибки определения координат в горизонтальной плоскости

то принимается решение о наличии аномального измерения в j-м измерительном канале ПИ СРНС и j-й КА исключается из решения навигационной задачи.

Способ обнаружения воздушным судном внешней имитационной помехи, вносящей ошибку в определение его местоположения, характеризующийся использованием на воздушном судне (ВС) приемоиндикатора спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяющего по ее радиосигналам местоположение в пространстве данного ВС, а также использованием средства выявления внешней имитационной помехи и блокирования ее от влияния на ошибочное определение местоположения данного ВС, отличающийся тем, что в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы (ИНС), осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников (НС) рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем в вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС (ВНС) в излучении имитационной помехи, повторение выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени ВНС свидетельствует о факте обнаружения внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области бортового информационно-навигационного оборудования космических аппаратов (КА) и предназначено для формирования и излучения навигационных радиосигналов системы ГЛОНАСС.

Группа изобретений относится к способу и устройству определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников. Для определения координат передают радиосигналы от навигационных спутников с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, отслеживают их приемными антеннами на космическом аппарате, определяют дальности между навигационными спутниками и космическим аппаратом определенным образом, определяют координаты космического аппарата с учетом всех отслеживаемых сигналов навигационных спутников.

Изобретение относится к области космонавтики, а именно к технике выполнения траекторных измерений и определения параметров орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ), и может быть использовано на наземных и бортовых комплексах управления полетом ИСЗ для точного определения текущих параметров движения ИСЗ.

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным источникам оптического излучения. Широкопольный датчик положения Солнца содержит многоэлементный приемник оптического излучения, состоящий из корпуса, выполненного в виде полусферы или многогранника, в сквозных отверстиях которого относительно оси чувствительности датчика установлены цилиндрические бленды, в которых размещены элементарные фотоприемники с фоточувствительными площадками и светофильтры.

Телескоп может быть использован в качестве вспомогательного средства определения космических аппаратов. Космический телескоп для наблюдения звезд и Земли содержит канал наблюдения Земли, имеющий главное зеркало, на часть которого, закрытую зеленым отражающим светофильтром, попадает свет от Земли, второе зеркало, линзовый корректор и установленная в фокальной плоскости матрица, одна часть которой закрыта красным пропускающим светофильтром, канал для наблюдения звезд, имеющий круглую диафрагму и плоское наклонное эллиптическое зеркало, отражающее свет от звезд на ту часть главного зеркала, которая не покрыта зеленым отражающим светофильтром.
Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах межзвездной навигации космических аппаратов (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА.
Изобретение относится к области управления перемещением лазерного луча в пространстве, способам сканирования и слежения, и может быть использовано для навигации космических аппаратов (КА).

Группа изобретений относится к автономной космической навигации космических аппаратов (КА), в частности, на обеих сторонах поверхности Луны. Способ включает измерения в аппаратной системе координат ориентации местной вертикали в точке позиционирования КА бортовым датчиком вертикали, а также положений двух навигационных звезд бортовыми звездными датчиками.

Изобретение относится к области космической навигации и касается устройства ориентации космического аппарата по звездам. Устройство включает в себя корпус, объектив, центральный модуль, электронную единую плату, гибкие участки электронной единой платы, термоэлектрический охладитель Пельтье, пластину, выполняющую функцию крышки корпуса, бленду, неохлаждаемый матричный приемник ИК-излучения на основе термопневматического микромеханического преобразователя с оптоэлектронной системой считывания и матричный приемник терагерцового излучения.

Изобретение относится к космической технике, более конкретно к системам навигации искусственных спутников Земли (ИСЗ). Система навигации ИСЗ содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в начальные параметры движения центра масс (ПДЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах повышения безопасности полета и посадки воздушных судов. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обнаружения внешней имитационной помехи самим ВС. Для этого в качестве средства выявления имитационной помехи используют на борту ВС вычислитель инерциальной навигационной системы, осуществляющий прогностический расчет координат местоположения ВС для конкретного текущего момента времени и преобразование этих координат в соответствующие расчетные псевдодальности для конкретных видимых в рассматриваемый момент времени приемоиндикатором данного ВС навигационных спутников рабочего навигационного созвездия, для этого же момента времени для тех же НС от их реальных радиосигналов на приемоиндикаторе данного ВС получают реальные коды псевдодальности СРНС, затем на вычислителе для данного текущего момента времени сравнивают для соответствующих НС расчетные инерциальные и реальные коды псевдодальности, при этом недопустимая разница сравниваемых кодов псевдодальности для конкретного выявленного НС при подтвержденной кондиции используемого в данное время рабочего созвездия НС подозревает выявленный НС в излучении имитационной помехи, а при повторении выявленной разницы псевдодальности в следующий момент времени этого НС говорит об обнаружении внешней имитационной помехи от «ложного спутника», который исключают из формирования координат местоположения данного ВС, аналогично для очередных моментов времени сопоставляют инерциальные и реальные псевдодальности для соответствующего видимого в этот момент времени созвездия НС. 1 ил.

Наверх