WO2004021034A1 - Satellitenbasiertes navigationsverfahren - Google Patents

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WO2004021034A1
WO2004021034A1 PCT/EP2003/007088 EP0307088W WO2004021034A1 WO 2004021034 A1 WO2004021034 A1 WO 2004021034A1 EP 0307088 W EP0307088 W EP 0307088W WO 2004021034 A1 WO2004021034 A1 WO 2004021034A1
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satellite
receiver
determined
satellites
navigation method
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PCT/EP2003/007088
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Harald Gomm
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Honeywell Regelsysteme Gmbh
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    • 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
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    • G01S19/13—Receivers
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    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position

Definitions

  • the invention relates to a satellite-based navigation method for determining the position of a receiver by determining the signal propagation time between preferably at least two satellites and the receiver.
  • the signal propagation time is usually determined between several satellites and the receiver and from this the position of the receiver is calculated. For each satellite i it is from the relationship c ⁇ (T E mpffiter - T SE Direction), the pseudo-range
  • Xj is the position of the satellite i
  • x is the position of the receiver
  • c is the speed of light
  • ⁇ t is the time error of the receiver clock
  • ⁇ are other errors (such as orbital and satellite clock errors, atmospheric runtime errors, or other measurement errors of the receiver).
  • a high-precision time reference is omitted, so that the dominant error in the position detection is the time error ⁇ t in the receiver clock.
  • This time error is calculated in the position calculation.
  • at least four satellite signals are required in order to determine the three spatial coordinates and the time error and to determine therefrom T receivers .
  • RAIM Receiveiver Autonomous Integrity Monitoring
  • the object of the present invention is to improve the integrity of the position solution, i. H. to reduce the probability of calculating an incorrect position specification.
  • a satellite-based navigation method of the type mentioned above essentially in that the reception time of satellite signals at the receiver (1, 5) both by means of an accurate time reference in the receiver (1, 5) and from the satellite signals determined and compared becomes.
  • Equipping the receiver with a precision clock, for example a rubidium clock provides a high-precision time reference in order to determine the reception time very precisely. By comparing differently determined reception times, it can therefore be recognized whether there are interferences in the reception of the signals.
  • this method by receiving at least two or three satellite signals in the case of track-guided or surface-bound systems, it is also possible to detect indirect signals which are only received via a reflected signal due to shadowing of the direct signal from satellite to receiver. In this case, the pseudorange is
  • the receiver is only able to move along a known distance, for example when determining the position of trains bound to the rail network, it is already sufficient, according to the conventional method, to determine only two unknowns, namely the distance kilometer and the time offset. In this case, two satellites are sufficient for determining the position.
  • the receiver is equipped with a high-precision clock according to the invention, which is usually omitted for cost reasons, the time offset no longer has to be determined, so that in principle even only one satellite per determined coordinate is sufficient.
  • the present invention also relates to a satellite-based navigation method for determining the position of a receiver by determining the signal transit time between the satellite and the receiver, wherein at least two position solutions from the received time of the satellite signals at the receiver and the satellite signals of at least two different satellites are determined and compared with each other.
  • a position solution of the receiver can be determined for at least two satellites from one satellite signal each and the time reference of the receiver. Similar to that As described above, depending on the position of the satellites, signals can be detected which were received only indirectly. Furthermore, a combination of the two methods described above may be advantageous.
  • satellite signals will be used according to the invention only for determining the position, if the difference between the received time determined from the satellite signals and the time difference and / or the difference between two position solutions determined from satellite signals each predetermined tolerance value does not exceed.
  • the tolerance value results essentially from the maximum pseudo-range errors of the corresponding satellites. If this tolerance value is exceeded, at least one of the signals has been received in an indirect way.
  • a position interval is determined if the difference between the reception time determined from the satellite signals and the time reference determined from the time reference and / or the difference between two positional solutions determined from satellite signals has a respective predetermined tolerance value exceeds. This can be used to determine an interval that contains the actual position, so that the user accurately detects the uncertainty in the position determination.
  • the method can be used to particular advantage when satellite signals from two satellites are evaluated, their positions in receiving the satellite signals by a first angle ⁇ i between the direction of movement of the receiver and the direction of connection from the receiver to a first satellite in an angular range of 0 ° ⁇ i ⁇ 90 ° and by a second angle ⁇ 2 between the movement direction tion of the receiver and the connection direction of the receiver to a second satellite in an angular range of 90 ° ⁇ 2 ⁇ 180 ° are determined.
  • at least one satellite each is received in the forward and reverse directions.
  • an indirect satellite signal which has been reflected by any reflector before being received by the receiver can be detected with certainty.
  • the position and the time offset errors of a pseudorange measurement are preferably determined for determining the reception time from the satellite signals of the first and the second satellite.
  • indirect signals are reliably detected when a predetermined tolerance value is exceeded.
  • a surface-bound receiver ie a receiver which moves on a certain surface
  • satellite signals of three satellites are evaluated in an embodiment of the inventive method whose position by a first angle ⁇ i for the first satellite, a second angle ⁇ 2 for the second Satellites and a third angle ⁇ 3 are determined for the third satellite, the angles being the azimuth angles of the connection directions projected from the receiver to the respective satellites on the ground plane of a coordinate system and in the relationships 0 ° ⁇ 2 - ⁇ ⁇ 180 °, 0 ° ⁇ 3 - ⁇ 2 ⁇ 180 ° and 360 °> ⁇ 3 - ⁇ i> 180 ° to each other.
  • indirect signals can be reliably detected.
  • the base area of the coordinate system preferably lies in a plane which is arranged at the position of the receiver tangentially to a surface on which the receiver moves.
  • the 0 ° direction may, for example, lie in the direction of movement of the body.
  • This coordinate system can be clearly defined and is therefore Drawing the satellite positions particularly suitable.
  • corresponding angular positions can also be defined in otherwise selected coordinate systems.
  • the reception time for detecting indirect signals is determined particularly reliably from the satellite signals of the first, second and third satellites by determining the position and time offset errors of a pseudorange measurement.
  • a satellite-based integrity system such as EGNOS or WAAS
  • EGNOS EGNOS
  • WAAS WAAS
  • differential operation for example, by DGPS
  • Fig. 1 shows the situation in the application of the method according to the invention for a track-guided receiver
  • Fig. 2 shows the situation in the application of the method according to the invention for a surface-bound receiver.
  • FIG. 1 shows a receiver 1 which moves along a track 2 in the direction indicated by an arrow.
  • the receiver 1 can be For example, are in a train and receives signals from two satellites 3, 4, which are located to determine the position of the receiver 1 on the track 2 in space. Both satellites 3, 4 transmit satellite signals received by the receiver 1.
  • the receiver 1 has a high-precision time reference (not shown) which precisely determines the reception time of the satellite signals from the satellites 3, 4.
  • This time reference may, for example, be a very accurate rubidium clock, which determines the time with an accuracy of about 10 "11 to 10 " 9 s. For longer time intervals, the accuracy may deteriorate, so that only larger errors of the pseudorange measurement are detected. However, the measurement principle remains applicable in this case.
  • the positional error ⁇ x along the track 2 the error ⁇ t in the time offset, and the pseudo-orange error ⁇ R are related as follows
  • ⁇ j is the angle between the track 2 and the direction from the receiver 1 to the satellites 3, 4 and c is the speed of light.
  • satellite 3 is in the forward direction with respect to the position of the receiver 1 in the forward direction and satellite 4, it is possible to detect the presence of an indirect satellite signal which was scattered on a reflector prior to reception in the receiver 1, determine. This applies whenever the angle ⁇ i lies between 0 ° and 90 ° in the forward direction and the angle ⁇ 2 lies between 90 ° and 180 ° in the backward direction. From the satellite signals, the position along the track 2 is determined by two pseudorange measurements, taking as position error
  • the reception time of the signal T E receiver is calculated. This is compared with the reference time T r ⁇ f determined by the high-precision clock. If
  • ⁇ , ma ⁇ and ⁇ 2 , max are the maximum values of the pseudo-removal error and ⁇ R ⁇ rnax the maximum error of the time reference are.
  • the position along the distance 2 can be calculated for each satellite 3, 4 from the pseudorange and the exact time reference of the receiver 1. Indirect Saa satellite signals from the satellite 3 in the forward direction lead to a position error in the reverse direction. Conversely, indirect signals from the satellite 4 in the reverse direction cause a position error in the forward direction.
  • the method may be designed such that the position determination is carried out with two arbitrary satellite signals and, if one satellite 3 is in the forward direction and one satellite 4 is in the backward direction, additionally the test for indirect signals is carried out.
  • This distance interval can be determined as described below.
  • FIG. 2 A corresponding method is shown in FIG. 2 for a receiver 5, which moves in the direction indicated by an arrow on a surface 6.
  • This receiver 5 receives satellite signals from satellites 7, 8 and 9, wherein the receiver 5 can determine the reception time of the satellite signals very accurately by a high-precision time reference, not shown.
  • the accuracy of the time reference is typically back in the same range.
  • the position of the satellites 7, 8, 9 through a first angle .phi..sub.i for the first satellite 7, a second angle ⁇ 2 for the second satellite 8, and a third angle ⁇ 3 for the third satellite 9 are determined, wherein the angles ⁇ i, ⁇ 2 , ⁇ 3 the azimuth angles of the are plane 10 of a coordinate system of projected connection directions from the receiver 5 to the respective satellites 7, 8, 9 and in the relationships 0 ° ⁇ 2 - ⁇ - i ⁇ 180 °, 0 ° ⁇ 3 - ⁇ 2 ⁇ 180 ° and 360 ° °> ⁇ 3 - ⁇ i> 180 ° to each other.
  • the base area 10 of the coordinate system lies in a plane which is tangent to the movement surface 6 of the receiver 5 at the position of the receiver 5.
  • the satellites 7, 8, 9 are sorted such that 0 ° ⁇ i ⁇ 2 ⁇ 3 ⁇ 360 °.
  • At least one of the three satellite signals has been received in an indirect way. If redundant satellite signals are present, by suitable combination of three satellites 7, 8 and 9, which meet the aforementioned position conditions, those satellites which have been received only via indirect routes can be determined. These satellites can then be disregarded in determining the position solution.
  • the navigation method of the present invention can detect such satellite signals that are not directly from one of the satellites 3, 4, 7, 8, 9 at a receiver 1, 5 were received, but only in an indirect way via a reflector in the receiver 1, 5 are reached. This increases the integrity of the navigation process. These errors can not be detected by differential operation or satellite-based integrity systems.
  • the method according to the invention can generally be used particularly well for position calculation in land and sea navigation.
  • a particular use in rail transport is in the determination of confidence intervals and in all applications for which a special reliability is required, such as docking of ships, aircraft or the like. Vehicles.

Abstract

Satellitenbasiertes Navigationsverfahren zur Bestimmung der Position des Empfängers (1) durch Ermittlung der Signallaufzeit zwischen Satelliten (3, 4) und dem Empfänger (1). Bei dem Verfahren wird entweder die Empfangszeit von Satellitensignalen am Empfänger (1) sowohl mittels einer genauen Zeitreferenz in dem Empfänger (1) als auch aus den Satellitensignalen ermittelt und miteinander verglichen oder es werden mindestens zwei Positionslösungen aus der mittels einer genauen Zeitreferenz des Empfängers (1) ermittelten Empfangszeit der Satellitensignale am Empfänger (1) und mindestens je einem Satellitensignal von verschiedenen Satelliten ermittelt und miteinander verglichen.

Description

Satellitenbasiertes Navigationsverfahren
Die Erfindung betrifft ein satellitenbasiertes Navigationsverfahren zur Bestimmung der Position eines Empfängers durch Ermittlung der Signallaufzeit zwischen vorzugsweise mindestens zwei Satelliten und dem Empfänger.
Bei der satellitenbasierten Navigation wird die Signallaufzeit in der Regel zwi- sehen mehreren Satelliten und dem Empfänger bestimmt und daraus die Position des Empfängers berechnet. Für jeden Satelliten i wird dabei aus der Beziehung c ■ (TEmpfänger - TSender ) die Pseudoentfemung
Figure imgf000003_0001
bestimmt, wobei Xj die Position des Satelliten i, x die Position des Empfängers, c die Lichtgeschwindigkeit, Δt der Zeitfehler der Empfängeruhr und ε sonstige Fehler (wie Bahn- und Uhrfehler des Satelliten, atmosphärisch bedingte Laufzeitfehler oder sonstige Messfehler des Empfängers) sind.
Im Allgemeinen wird in dem Empfänger aus Kostengründen auf eine hochgenaue Zeitreferenz verzichtet, sodass der dominante Fehler bei der Positionsermittlung der Zeitfehler Δt in der Empfängeruhr ist. Dieser Zeitfehler wird bei der Positionsberechnung mit berechnet. Für die Positionsbestimmung werden daher mindestens vier Satellitensignale benötigt, um die drei räumlichen Koordinaten und den Zeitfehler zu bestimmen und daraus TEmpfänger zu ermitteln.
Durch differentielle Satelliten-Navigationsverfahren können Fehler im Satellitensegment und atmosphärisch bedingte Laufzeitfehler erkannt und weitgehend kompensiert werden. Wenn redundante Informationen zur Verfügung stehen, d. h. wenn für eine dreidimensionale Positionsbestimmung mehr als vier Satelliten und für eine eindimensionale, spurgebundene Positionsbestimmung mehr als zwei Satelliten empfangen werden, kann im Empfänger durch RAIM- Algorithmen (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) eine Fehlerselbsterkennung durchgeführt werden, welche Laufzeitfehler der empfangenen Satelliten aufdecken. Werden jedoch gleichzeitig die Signallaufzeiten zu mehreren Satelliten verfälscht, können diese Fehler nicht immer sicher erkannt werden, so dass trotz RAIM-Algorithmus unerkannt falsche Positionsbestimmungen erfolgen können.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung liegt darin, die Integrität der Positionslösung zu verbessern, d. h. die Wahrscheinlichkeit der Berechnung einer falschen Positionsangabe zu verringern.
Diese Aufgabe wird durch ein satellitenbasiertes Navigationsverfahren der eingangs genannten Art im Wesentlichen dadurch gelöst, dass die Empfangszeit von Satellitensignalen am Empfänger (1 , 5) sowohl mittels einer genauen Zeitreferenz in dem Empfänger (1 , 5) als auch aus den Satellitensignalen ermittelt und miteinander verglichen wird. Die Ausstattung des Empfängers mit einer Präzisi- onsuhr, bspw. einer Rubidium-Uhr, stellt eine hochgenaue Zeitreferenz zur Verfügung, um die Empfangszeit sehr genau zu bestimmen. Durch Vergleich von unterschiedlich ermittelten Empfangszeiten kann daher erkannt werden, ob Störungen beim Empfang der Signale vorliegen. Mit dieser Methode können also durch Empfang von mindestens zwei bzw. drei Satellitensignalen bei spurge- führten bzw. flächengebundenen Systemen auch indirekte Signale erkannt werden, die aufgrund von Abschattung des direkten Signals von Satellit zu Empfänger nur über ein reflektiertes Signal empfangen werden. In diesem Fall ist die Pseudoentfernung
Pt = V(** ~ ^)2 + V<Λ. - x)2 + c - At + ε entsprechend länger, wobei XR die Position des Reflektors ist. Wird eine solche Abschattung nicht erkannt und das Signal zur Positionsberechnung verwendet, führt dies zu einer fehlerhaften Positionsbestimmung. Abhängig von der Position der Satelliten relativ zu dem Empfänger kann mit der vorliegenden Erfindung dagegen der durch die Reflektion bedingte Zeitversatz erkannt werden. Außerdem entfällt der in der Pseudoentfernung pj dominierende Zeitfehler Δt der Empfängeruhr, sodass die Pseudoentfernung genauer bestimmt wird und ein Empfang von mindestens vier Satellitensignalen für die drei räumlichen Koordinaten und den Zeitfehler nicht mehr nötig ist. In diesem Fall lässt sich eine dreidimensionale Positionsbestimmung bereits mit drei Satellitensignalen realisieren. Falls sich der Empfänger nur entlang einer bekannten Strecke bewegen kann, bspw. bei der Positionsbestimmung für an das Schienennetz gebundene Züge, ist es nach dem herkömmlichen Verfahren bereits ausreichend, nur zwei Unbekannte, nämlich den Streckenkilometer und den Zeitversatz, zu bestimmen. In diesem Fall reichen zur Positionsbestimmung zwei Satelliten aus. Wird der Empfänger dagegen erfindungsgemäß mit einer hochgenauen Uhr ausgestattet, was aus Kostengründen in der Regel unterbleibt, muss der Zeitversatz nicht mehr bestimmt werden, sodass prinzipiell sogar nur ein Satellit pro ermittelter Koordina- te ausreichend ist.
Die vorliegende Erfindung betrifft auch ein satellitenbasiertes Navigationsverfahren zur Bestimmung der Position eines Empfängers durch Ermittlung der Signallaufzeit zwischen Satelliten und dem Empfänger, bei dem mindestens zwei Posi- tionslösungen aus der mittels einer genauen Zeitreferenz des Empfängers ermittelten Empfangszeit der Satellitensignale am Empfänger und den Satellitensignalen von mindestens zwei verschiedenen Satelliten ermittelt und miteinander verglichen werden. Insbesondere bei spurgeführten Systemen kann für mindestens zwei Satelliten aus je einem Satellitensignal und der Zeitreferenz des Emp- fängers eine Positionslösung des Empfängers ermittelt werden. Ähnlich zu dem vorbeschriebenen Verfahren lassen sich dann abhängig von der Position der Satelliten solche Signale erkennen, die nur über indirekte Wege empfangen wurden. Ferner kann eine Kombination der beiden vorbeschriebenen Verfahren vorteilhaft sein.
Um durch reflektierte Signale keinen Fehler in der Positionsbestimmung zu erhalten, werden Satellitensignale erfindungsgemäß nur zur Positionsbestimmung herangezogen werden, wenn die Differenz zwischen der aus den Satellitensignalen und der aus der Zeitdifferenz ermittelten Empfangszeit und/oder die Diffe- renz zwischen zwei aus Satellitensignalen ermittelten Positionslösungen einen jeweils vorgebbaren Toleranzwert nicht übersteigt. Der Toleranzwert ergibt sich im Wesentlichen aus den maximalen Pseudoentfernungsfehlem der entsprechenden Satelliten. Wenn dieser Toleranzwert überschritten wird, ist mindestens eines der Signale auf einem indirekten Weg empfangen worden.
Wenn auch reflektierte Satellitensignale zur Positionsbestimmung herangezogen werden müssen, ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass ein Positionsintervall ermittelt wird, wenn die Differenz zwischen der aus den Satellitensignalen und der aus der Zeitreferenz ermittelten Empfangszeit und/oder die Differenz zwischen zwei aus Satellitensignalen ermittelten Positionslösungen einen jeweils vorgegebenen Toleranzwert übersteigt. Damit lässt sich ein Intervall bestimmen, welches die tatsächliche Position enthält, so dass der Benutzer die Unsicherheit in der Positionsbestimmung genau erkennt.
Bei einem spurgeführten Empfänger lässt sich das Verfahren besonders vorteilhaft einsetzen, wenn Satellitensignale von zwei Satelliten ausgewertet werden, deren Positionen beim Empfang der Satellitensignale durch einen ersten Winkel θi zwischen der Bewegungsrichtung des Empfängers und der Verbindungsrichtung von dem Empfänger zu einem ersten Satelliten in einem Winkelbereich von 0° < θi < 90° und durch einen zweiten Winkel θ2 zwischen der Bewegungsrich- tung des Empfängers und der Verbindungsrichtung von dem Empfänger zu einem zweiten Satelliten in einem Winkelbereich von 90° < θ2 < 180° bestimmt sind. In diesem Fall wird also mindestens je ein Satellit in Vorwärts- und Rückwärtsrichtung empfangen. In diesem Fall kann ein indirektes Satellitensignal, das vor dem Empfang durch den Empfänger von einem beliebigen Reflektor reflektiert wurde, mit Sicherheit erkannt werden.
Dazu werden vorzugsweise zur Bestimmung der Empfangszeit aus den Satellitensignalen des ersten und des zweiten Satelliten der Positions- und der Zeit- versatzfehler einer Pseudorangemessung ermittelt. Durch einen Vergleich der ermittelten Empfangszeit und der durch die genaue Zeitreferenz bekannten tatsächlichen Empfangszeit werden indirekte Signale mit Sicherheit erkannt, wenn ein vorgegebener Toleranzwert überschritten wird.
Bei einem flächengebundenen Empfänger, d. h. einem Empfänger, der sich auf einer bestimmten Oberfläche bewegt, werden in einer Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens Satellitensignale von drei Satelliten ausgewertet, deren Position durch einen ersten Winkel φi für den ersten Satelliten, einen zweiten Winkel φ2 für den zweiten Satelliten und einen dritten Winkel φ3 für den dritten Satelliten bestimmt sind, wobei die Winkel die Azimutwinkel der auf die Grundebene eines Koordinatensystems projizierten Verbindungsrichtungen von dem Empfänger zu den jeweiligen Satelliten sind und in den Beziehungen 0° < φ2 - φι < 180°, 0° < φ3 - φ2 < 180° und 360° > φ3 - φi > 180° zueinander stehen. In diesem Fall lassen sich indirekte Signale sicher feststellen.
Dabei liegt die Grundfläche des Koordinatensystems bevorzugt in einer Ebene, die an der Position des Empfängers tangential zu einer Fläche angeordnet ist, auf welcher sich der Empfänger bewegt. In einem solchen Koordinatensystem kann die 0°-Richtung bspw. in Bewegungsrichtung des Körpers liegen. Dieses Koordinatensystem lässt sich eindeutig bestimmen und ist daher für die Be- Zeichnung der Satellitenpositionen besonders geeignet. Allerdings können entsprechende Winkelpositionen auch in anders gewählten Koordinatensystemen festgelegt werden.
Auch bei dieser Verfahrensvariante der vorliegenden Erfindung wird die Empfangszeit zur Feststellung von indirekten Signalen besonders zuverlässig aus den Satellitensignalen des ersten, zweiten und dritten Satelliten durch Ermittlung der Positions- und der Zeitversatzfehler einer Pseudorangemessung ermittelt.
Um die Integrität der Positionslösungen weiter zu erhöhen, kann ein satellitenbasiertes Integritätssystem, wie bspw. EGNOS oder WAAS, verwendet werden. Ferner können Genauigkeit und Integrität der Positionslösungen durch einen differentiellen Betrieb bspw. mittels DGPS weiter verbessert werden.
Nachfolgend werden mit Bezug auf die Zeichnung bevorzugte Verfahrensvarianten des erfindungsgemäßen Verfahrens beschrieben. Dabei ergeben sich weitere Vorteile und Merkmale der vorliegenden Erfindung, auch unabhängig von der Zusammenfassung der Merkmale in den Ansprüchen oder deren Rückbezügen.
Es zeigen:
Fig. 1 die Situation bei der Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens für einen spurgeführten Empfänger und
Fig. 2 die Situation bei der Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens für einen flächengebundenen Empfänger.
In Fig. 1 ist ein Empfänger 1 dargestellt, der sich in der durch einen Pfeil ange- deuteten Richtung entlang einer Spur 2 bewegt. Der Empfänger 1 kann sich bspw. in einem Zug befinden und empfängt Signale von zwei Satelliten 3, 4, die sich zur Positionsbestimmung des Empfängers 1 auf der Spur 2 im Weltraum befinden. Beide Satelliten 3, 4 senden Satellitensignale aus, die von dem Empfänger 1 empfangen werden. Zusätzlich verfügt der Empfänger 1 über eine nicht dargestellte hochgenaue Zeitreferenz, die die Empfangszeit der Satellitensignale von den Satelliten 3, 4 präzise festlegt. Diese Zeitreferenz kann bspw. eine sehr genaue Rubidium-Uhr sein, welche die Zeit mit einer Genauigkeit von etwa 10"11 bis 10"9 s bestimmt. Für längere Zeitintervalle kann sich die Genauigkeit verschlechtern, so dass nur größere Fehler der Pseudoentfernungsmessung erkannt werden. Das Messprinzip bleibt jedoch auch in diesem Fall anwendbar. Bei diesem spurgeführten Empfänger 1 hängen der Positionsfehler δx entlang der Spur 2, der Fehler Δt im Zeitversatz und der Pseudorangefehler δR wie folgt zusammen
Figure imgf000009_0001
wobei θj der Winkel zwischen der Spur 2 und der Richtung von dem Empfänger 1 zu den Satelliten 3, 4 und c die Lichtgeschwindigkeit sind.
Wenn, wie im dargestellten Fall, Satellit 3 in Bezug auf die Position des Empfängers 1 in Vorwärtsrichtung und Satellit 4 in Rückwärtsrichtung liegt, ist es möglich, das Vorhandensein eines indirekten Satellitensignals, das vor dem Empfang in dem Empfänger 1 an einem Reflektor gestreut wurde, festzustellen. Dieses gilt immer dann, wenn der Winkel θi zwischen 0° und 90° in Vorwärts- richtung und der Winkel θ2 zwischen 90° und 180° in Rückwärtsrichtung liegt. Aus den Satellitensignalen wird durch zwei Pseudorangemessungen die Position entlang der Spur 2 bestimmt, wobei man als Positionsfehler
cos θl - cos θ2
und als Zeitversatzfehler
Figure imgf000010_0001
erhält. Aus dem Zeitversatzfehler wird dann die Empfangszeit des Signals TEmpfänger berechnet. Diese wird mit der durch die hochgenaue Uhr ermittelte Referenzzeit Trθf verglichen. Wenn
C0S #j 'l,π C0S #
* T■ Empfänger — T Re/ > + 2 ö2,max
^" εR,max. cos θ - cos θ2 COS θχ — COS -92
gilt, ist mindestens eines der beiden Satellitensignale auf einem indirekten Weg empfangen worden, wobei ει,maχ und ε2,max die Maximalwerte der Pseudoentfer- nungsfehler und εRιrnax der maximale Fehler der Zeitreferenz ist sind. Diese werden durch Satellitenfehler, atmosphärische Effekte und Empfängerfehler (aus- genommen der Uhrzeit) verursacht und hängen von dem verwendeten Empfänger 1 und bei differentiellen Navigationsverfahren zusätzlich vom Abstand zu der bzw. den Referenzstation(en) ab. Eine aus einem indirekten Satellitensignal berechnete Position wäre in der Regel falsch.
Alternativ oder ergänzend zu den zuvor geschilderten Verfahren lässt sich für jeden Satelliten 3, 4 aus der Pseudoentfernung und der genauen Zeitreferenz des Empfängers 1 die Position entlang der Strecke 2 berechnen. Indirekte Sa- tellitensignale von dem Satelliten 3 in Vorwärtsrichtung führen dabei zu einem Positionsfehler in Rückwärtsrichtung. Umgekehrt rufen indirekte Signale von dem Satelliten 4 in Rückwärtsrichtung einen Positionsfehler in Vorwärtsrichtung hervor.
Falls für den Satelliten 3 in Vorwärtsrichtung und den Satelliten 4 in Rückwärtsrichtung die Differenz der Positionen
^ max "■" εR,τa∞. + ^2,max "*" ^ -.max cos <9j cos <9,
überschreitet, liegt mindestens ein indirektes Signal vor, das zu einer falschen Positionsbestimmung führen kann.
Wenn indirekte Satellitensignale bei einem spurgeführten Empfänger 1 in jedem Fall festgestellt werden sollen, ist bei den für das Navigationsverfahren heranzuziehenden Satellitensignalen der Satelliten 3, 4 darauf zu achten, dass der Winkel θi zu dem Satelliten 3 im Bereich zwischen 0° und 90° und der Winkel θ2 zu dem Satelliten 4 im Bereich zwischen 90° und 180° liegt. Signale von Satelliten, die jeweils beide in Vorwärts- oder Rückwärtsrichtung positioniert sind, werden in diesem Fall für das Navigationsverfahren nicht zusammen herangezogen.
Alternativ kann das Verfahren so ausgestaltet sein, dass die Positionsbestimmung mit zwei beliebigen Satellitensignalen durchgeführt wird und - falls ein Sa- tellit 3 in Vorwärts- und ein Satellit 4 in Rückwärtsrichtung liegt - zusätzlich die Prüfung auf indirekte Signale durchgeführt wird.
Im Fall von redundanten Satellitensignalen lassen sich auch durch geeignete Kombination zweier Satelliten 3, 4, von welchen ein Satellit in Vorwärts- und einer in Rückwärtsrichtung liegt, die Satelliten 3, 4 bestimmen, welche nur über indirekte Wege empfangen wurden. Diese können dann bei der Bestimmung der Positionslösung außer Acht gelassen werden.
Falls es nicht möglich ist, die Satelliten 3, 4 eindeutig zu identifizieren, welche direkt empfangen wurden, lässt sich jedoch ein Inten/all bestimmen, welches die tatsächliche Position enthält. Dieses Streckenintervall kann wie nachfolgend beschrieben ermittelt werden.
Für einen Satelliten 3 in Vorwärtsrichtung und einen Satelliten 4 in Rückwärtsrichtung werden aus der Pseudoentfernung und der Zeitreferenz zwei Positionen P1 und P2 entlang der Strecke berechnet, wobei P1 > P2 ist. Dann enthält das Intervall
Figure imgf000012_0001
die tatsächliche Position.
Ein entsprechendes Verfahren ist in Fig. 2 für einen Empfänger 5 dargestellt, der sich in der durch einen Pfeil angedeuteten Richtung auf einer Fläche 6 bewegt. Diese Empfänger 5 erhält Satellitensignale von Satelliten 7, 8 und 9, wobei der Empfänger 5 durch eine nicht dargestellte hochgenaue Zeitreferenz die Empfangszeit der Satellitensignale sehr genau bestimmen kann. Die Genauigkeit der Zeitreferenz liegt typischerweise wieder in demselben Bereich.
Falls beim Empfang der Satellitensignale die Position der Satelliten 7, 8, 9 durch einen ersten Winkel φi für den ersten Satelliten 7, einen zweiten Winkel φ2 für den zweiten Satelliten 8 und einen dritten Winkel φ3 für den dritten Satelliten 9 bestimmt sind, wobei die Winkel φi, φ2, φ3 die Azimutwinkel der auf die Grund- ebene 10 eines Koordinatensystems projizierten Verbindungsrichtungen von dem Empfänger 5 zu den jeweiligen Satelliten 7, 8, 9 sind und in den Beziehungen 0° < φ2 - φ-i < 180°, 0° < φ3 - φ2 < 180° und 360° > φ3 - φi > 180° zueinander stehen. Die Grundfläche 10 des Koordinatensystems liegt dabei in einer Ebene, die an der Position des Empfängers 5 tangential zu der Bewegungsfläche 6 des Empfängers 5 steht. Dabei werden die Satelliten 7, 8, 9 so sortiert, dass 0° < φi < φ2 < φ3 <360° gilt.
Bestimmt man in dieser Konstellation durch drei Pseudorangemessungen die Position des Empfängers 5 auf der Fläche 6, erhält man als Zeitversatzfehler
Figure imgf000013_0001
wobei ic(.ein Einheitsvektor in Richtung von dem Empfänger 5 zu einem der Sa- telliten 7, 8, 9 (i=1 , 2, 3) ist, xf die Projektion von Je. auf die Grundebene 10 und φi der Azimutwinkel von xf in der Grundebene 10 ist. Dabei ist das dreidimensionale Kugelkoordinatensystem so gelegt, dass die x-Richtung in Bewegungsrichtung des Empfängers 5 und die z-Richtung normal zu der Grundfläche 10 verläuft. Aus dem Zeitversatzfehler wird dann die Empfangszeit TEmpfänger be- stimmt und mit der Referenzzeit Tref verglichen. Falls
T Empfänger -T ARef
Figure imgf000013_0002
gilt, ist mindestens eines der drei Satellitensignale auf einem indirekten Weg empfangen worden. Wenn redundante Satellitensignale vorhanden sind, können durch geeignete Kombination von jeweils drei Satelliten 7, 8 und 9, welche die vorgenannten Positionsbedingungen erfüllen, diejenigen Satelliten bestimmt werden, welche nur über indirekte Wege empfangen wurden. Diese Satelliten können dann bei der Bestimmung der Positionslösung außer Acht gelassen werden.
Bei einer geeigneten Position der Satelliten 3, 4 bzw. 7, 8, 9 können mit dem Navigationsverfahren der vorliegenden Erfindung solche Satellitensignale aufgespürt werden, die nicht direkt von einem der Satelliten 3, 4, 7, 8, 9 bei einem Empfänger 1 , 5 empfangen wurden, sondern nur auf einem indirekten Weg über einen Reflektor in den Empfänger 1 , 5 gelangt sind. Dadurch wird die Integrität des Navigationsverfahrens erhöht. Diese Fehler können durch differentiellen Betrieb oder satellitenbasierte Integritätssysteme nicht erkannt werden.
Daher kann das erfindungsgemäße Verfahren allgemein besonders gut zur Positionsberechnung bei der Land- und Seenavigation verwendet werden. Eine besondere Verwendung liegt beim Schienenverkehr in der Ermittlung von Vertrauensintervallen sowie bei sämtlichen Anwendungen, für die eine besondere Zuverlässigkeit erforderlich ist, wie bspw. Dockingverfahren von Schiffen, Flug- zeugen oder dgl. Fahrzeugen.
Bezugszeichenliste:
1 Empfänger
2 Spur
3 Satellit
4 Satellit
5 Empfänger
6 Fläche
7 Satellit
8 Satellit
9 Satellit
10 Grundebene

Claims

Patentansprüche:
1. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren zur Bestimmung der Position eines Empfängers (1 , 5) durch Ermittlung der Signallaufzeit zwischen Satelliten (3, 4, 7, 8, 9) und dem Empfänger (1 , 5), dadurch gekennzeichnet, dass die Empfangszeit von Satellitensignalen am Empfänger sowohl mittels einer genauen Zeitreferenz in dem Empfänger (1 , 5) als auch aus den Satellitensignalen ermittelt und miteinander verglichen wird.
2. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren zur Bestimmung der Position eines Empfängers (1 , 5) durch Ermittlung der Signallaufzeit zwischen Satelliten (3, 4, 7, 8, 9) und dem Empfänger (1 , 5), dadurch gekennzeichnet, dass mindestens zwei Positionslösungen aus der mittels einer genauen Zeitreferenz des Empfängers (1 , 5) ermittelten Empfangszeit der Satellitensignale am Empfänger (1 , 5) und mindestens je einem Satellitensignal von verschiedenen Satelliten ermittelt und miteinander verglichen werden.
3. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Empfangszeit der Satellitensignale am Empfänger (1 , 5) sowohl mittels einer genauen Zeitreferenz in dem Empfänger (1 , 5) als auch aus den Satellitensignalen ermittelt und miteinander verglichen wird.
4. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Satellitensignale nur zur Positions- bestimmung herangezogen werden, wenn die Differenz zwischen der aus den Satellitensignalen und der aus der Zeitreferenz ermittelten Empfangszeit und/oder die Differenz zwischen zwei aus Satellitensignalen ermittelten Positionslösungen einen jeweils vorgebbaren Toleranzwert nicht übersteigt.
5. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Positionsintervall ermittelt wird, wenn die Differenz zwischen der aus den Satellitensignalen und der aus der Zeitreferenz ermittelten Empfangszeit und/oder die Differenz zwischen zwei aus Satellitensignalen ermittelten Positionslösungen einen jeweils vorgebbaren Toleranzwert übersteigt.
6. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere für einen spurgeführten Empfänger (1 ), dadurch ge- kennzeichnet, dass Satellitensignale von zwei Satelliten (3, 4) ausgewertet werden, deren Position durch einen ersten Winkel θi zwischen der Bewegungsrichtung des Empfängers (3) und der Verbindungsrichtung von dem Empfänger (1) zu einem ersten Satelliten (3) in einem Winkelbereich von 0° < _H < 90° und durch einen zweiten Winkel θ2 zwischen der Bewegungsrichtung des Empfän- gers (1) und der Verbindungsrichtung von dem Empfänger (1) zu einem zweiten Satelliten (4) in einem Winkelbereich von 90° < θ2 < 180° bestimmt ist.
7. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass zur Bestimmung der Empfangszeit aus den Satellitensigna- len eines ersten und eines zweiten Satelliten (3, 4) der Positions- und der Zeitversatzfehler einer Pseudorangemessung ermittelt wird.
8. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, insbesondere für einen flächengebundenen Empfänger (5), da- durch gekennzeichnet, dass Satellitensignale von drei Satelliten (7, 8, 9) ausgewertet werden, deren Positionen durch einen ersten Winkel φi für den ersten Satelliten (7), einen zweiten Winkel φ2 für den zweiten Satelliten (8) und einen dritten Winkel φ3 für den dritten Satelliten (9) bestimmt sind, wobei die Winkel φi, 92, Φ3 die Azimutwinkel der auf die Grundebene (10) eines Koordinatensys- tems projizierten Verbindungsrichtungen von dem Empfänger (5) zu den jeweili- gen Satelliten (7, 8, 9) sind und in den Beziehungen 0° < φ2 - φi < 180°, 0° < φ3 - φ2 < 180° und 360° > φ3 - φi > 180° zueinander stehen.
9. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach Anspruch 8, dadurch ge- kennzeichnet, dass die Grundebene (10) des Koordinatensystems in einer E- bene liegt, die an der Position des Empfängers (5) tangential zu einer Fläche (6) angeordneten ist, auf welcher sich der Empfänger (5) bewegt.
10. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach Anspruch 8 oder 9, da- durch gekennzeichnet, dass zur Bestimmung der Empfangszeit aus den Satellitensignalen eines ersten, zweiten und dritten Satelliten (7, 8, 9) der Positionsund der Zeitversatzfehler einer Pseudorangemessung ermittelt wird.
11. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Erhöhung der Integrität der Positionslösung ein satellitenbasiertes Integritätssystem verwendet wird.
12. Satellitenbasiertes Navigationsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Erhöhung der Genauigkeit und Integrität der Positionslösungen ein differentieller Betrieb vorgesehen ist.
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