Un método de reducción del impacto de los saltos de frecuencia de vehículos espaciales sobre un dispositivo de navegación global.

Un método de reducción del impacto de saltos de frecuencia de reloj de vehículos espaciales sobre un dispositivo para detección de posición en un sistema de navegación global

, que comprende varios vehículos espaciales que transmiten información al dispositivo para detección de posición, comprendiendo cada vehículo espacial al menos un reloj, incluyendo el método las etapas de:

1a) recibir señales de navegación desde vehículos espaciales de un primer grupo de vehículos espaciales que utilizan relojes de los que se sabe que no presentan saltos de frecuencia;

1b) comprobar

1b1) si el número de señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales es igual o mayor que un número predeterminado de satélites requeridos y

1b2) si el riesgo de integridad calculado con las señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales es igual o menor que un riesgo de integridad máximo aceptable predeterminado;

1c) si las condiciones de las etapas 1b1) y 1b2) se cumplen

1c1) continuar con el cálculo de una solución de navegación utilizando las señales de navegación de dicho primer grupo de vehículos espaciales solamente y

1c2) iniciar o continuar con una operación crítica, respectivamente,

1c') o, si no se cumplen las condiciones de las etapas 1b1) o 1b2), continuar con la etapa 1d);

1d) recibir señales de navegación desde vehículos espaciales de un segundo grupo de vehículos espaciales que utilizan relojes en los que pueden producirse saltos de frecuencia;

1e) añadir señales de navegación recibidas desde un vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales a dichas señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales;

1f) comprobar si el riesgo de integridad calculado para todas las combinaciones de las señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales junto con el subconjunto íntegro de dicho segundo grupo de vehículos espaciales es igual o menor que dicho riesgo de integridad máximo aceptable predeterminado; 1g) si se cumple la condición de la etapa 1f

1g1) continuar con el cálculo de la solución de navegación utilizando las señales de navegación disponibles en la etapa 1f) y

1g2) iniciar o continuar con una operación crítica, respectivamente,

1g') o, si no se cumplen la condición de la etapa 1f),

1g'1) añadir señales de navegación recibidas desde otro vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales para el proceso de cálculo de las combinaciones de señales de navegación utilizadas en la etapa 1f) y

1g'2) continuar de nuevo con la etapa 1f);

1h) en donde las señales de navegación recibidas desde un vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales se añaden en las etapas 1e) y 1g'1) para el proceso de cálculo de las combinaciones de las señales de navegación.

Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E09005512.

Solicitante: ASTRIUM GMBH.

Nacionalidad solicitante: Alemania.

Dirección: Robert-Koch-Strasse 1 82024 Taufkirchen ALEMANIA.

Inventor/es: OEHLER,VEIT.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • SECCION G — FISICA > METROLOGIA; ENSAYOS > LOCALIZACION DE LA DIRECCION POR RADIO; RADIONAVEGACION;... > Sistemas de posicionamiento por satélite; Determinación... > G01S19/20 (Monitorización de la integridad, detección o aislamiento de fallos del segmento espacial)
  • SECCION G — FISICA > METROLOGIA; ENSAYOS > LOCALIZACION DE LA DIRECCION POR RADIO; RADIONAVEGACION;... > Sistemas de posicionamiento por satélite; Determinación... > G01S19/28 (Selección de satélite)
  • SECCION G — FISICA > METROLOGIA; ENSAYOS > LOCALIZACION DE LA DIRECCION POR RADIO; RADIONAVEGACION;... > Sistemas de posicionamiento por satélite; Determinación... > G01S19/33 (Funcionamiento multimodo en diferentes sistemas que transmiten mensajes con sello de tiempo, p. ej. GPS/GLONASS)

PDF original: ES-2461093_T3.pdf

 

google+ twitter facebook

Fragmento de la descripción:

Un método de reducción del impacto de los saltos de frecuencia de vehículos espaciales sobre un dispositivo de navegación global 5 CAMPO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a un método de reducir el impacto de saltos de frecuencia de reloj de vehículos espaciales sobre un dispositivo para la detección de la posición en un sistema de navegación global, que comprende varios vehículos espaciales que transmiten información al dispositivo para detección de la posición, comprendiendo cada vehículo espacial al menos un reloj.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Los sistemas de navegación basados en vehículos espaciales, tales como sistemas de navegación por satélite, se basan, en general, en comportamientos funcionales de relojes de satélites muy estables para permitir una predicción exacta del comportamiento funcional del reloj del satélite, que se requiere para crear modelos precisos de los relojes de satélites a nivel del usuario. El usuario predice el comportamiento operativo del reloj mediante los parámetros de reloj transmitidos relacionados, que se estiman en el terreno, en función de las medidas realizadas a través de intervalos largos (p.e., 1 a 2 días) . El documento WO 2006/032422 A1 da a conocer un método y aparato para proporcionar información de integridad para usuarios de un sistema de navegación global.

Los sucesos imprevisibles no se pueden modelar y por ello, no se pueden compensar ni predecir, respectivamente, a nivel de usuario y degradan directamente la precisión de alcance conseguible, puesto que se impondrían errores de alcance adicionales debidos a dichas incidencias. Los resultados de pruebas iniciales así como en las pruebas en fábrica de los satélites Galileo europeos demostraron que los relojes de rubidio, que se utilizan en los satélites de pruebas Galileo (GIOVE-A y GIOVE-B) y que se utilizarán durante las denominadas Validación en Órbita (IOV) y en la Constelación Operativa Total (FOC) de Galileo, resultan afectados por los saltos de frecuencia impredecibles, que suelen ser de una a dos incidencias por mes. Dichos saltos afectan a la precisión de alcance en aproximadamente 1 m a 10 m, lo que tiene un importante impacto sobre todos los servicios de Galileo.

Para los servicios de posicionamiento típicos, tales como los de Servicio Abierto (OS) , este efecto es menos crítico, puesto que no todos los usuarios resultan siempre afectados y los saltos tan solo se producen de vez en cuando. Por lo tanto, el efecto puede compensarse o al menos mitigarse promediando a través de la vida útil del sistema de Galileo (esto es, 20 años) , pero, sin embargo, degradará el rendimiento del Servicio Abierto.

Para la integridad, los usuarios tales como usuarios de Seguridad de Vida (SOL) y Servicio Público Regulado (PRS) dicha compensación promediada no es posible, puesto que una determinada precisión de la señal de alcance individual ha de asegurarse con muy alta confianza. En consecuencia, toda la información de integridad para cada satélite y para la totalidad del tiempo, necesitaría degradarse a priori para considerar también las incidencias no predecibles, que obstaculizan los principales servicios de Galileo relacionados en términos de disponibilidad del servicio.

Si las incidencias operativas impredecibles, tales como saltos de frecuencia de reloj del satélite, se detectan en el

terreno y podrían difundirse advertencias a todos los usuarios en consecuencia, la degradación de la disponibilidad de servicios de integridad podría compensarse o reducirse en gran medida, respectivamente. Lamentablemente, puesto que dichas incidencias operativas suelen afectar a las señales de alcance por debajo de los umbrales de barrera de detección de integridad en el terreno (aproximadamente 5 m vs. errores de alcances típicos en torno a 2 m) , la mayor parte de los saltos de frecuencia de reloj de satélite no se pueden detectar en el terreno y por lo tanto, la información de la integridad necesitaría aumentarse a priori en consecuencia, con la degradación de disponibilidad del servicio de integridad de importancia.

La documentación no de patente: Oehler V. et al: “El concepto de integridad de Galileo”, 21 de septiembre de 2004, ION GNSS. Reunión Técnica Internacional de la División de Satélites del Instituto de Navegación en Washington 55 D.C., Estados Unidos, páginas 604 – 615 (XP002375520) es una descripción general del concepto de integridad realizado en el sistema de satélite de navegación global de Galileo.

Es conocido a partir de la documentación no de patente de Boris Pervan, Sam Pullen, Irfan Sayim: “Estimación de Sigma, inflación cósmica y supervisión en el sistema terrestre de LAAS”, ION GPS 2000 Proceedings, 19 de septiembre de 2000, -- 22 de septiembre de 2000, páginas 1234 – 1244, XP007910157 Salt Lake City, UT, cuya supervisión de Sigma desempeña una importante función al garantizar que el riesgo de integridad planteado por la posibilidad de que el valor de sigma verdadero supere el valor de sigma de precisión está limitada. Una inflación cósmica adicional más allá de la que se necesita para superar la incertidumbre de sigma nominal puede necesitarse para proporcionar margen de modo que la supervisión de sigma pueda cumplir los requisitos de integridad de las 65 instalaciones terrestres de LAAS (Sistema de Ampliación del Área Local”.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Por lo tanto, es un objetivo de la presente invención dar a conocer un método de reducir el impacto de los saltos de frecuencias de relojes de vehículos espaciales sobre un dispositivo para detección de la posición en un sistema de navegación global, que comprende varios vehículos espaciales que transmiten información al dispositivo para detección de la posición, comprendiendo cada vehículo espacial al menos un reloj, en donde el método puede utilizarse en un entorno en donde las señales de navegación procedentes de vehículos espaciales, que utilizan relojes sin saltos de frecuencia y de vehículos espaciales que utilizan relojes con saltos de frecuencia están disponibles.

Este objetivo se consigue por el método según se define en la reivindicación independiente 1.

En consecuencia, el respectivo riesgo de integridad calculado para todas las combinaciones de las señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales y de dicho segundo grupo de vehículos espaciales necesita ser inferior al riesgo de integridad asignado predeterminado, puesto que es desconocido si una de las señales recibidas desde dicho segundo grupo de vehículos espaciales (y si es así, cuál de ellos) solamente resalta un salto de frecuencia o lo hará en un futuro próximo. Solamente dicho procedimiento que considere todas las combinaciones proporcionará un resultado íntegro (esto es, seguro) .

La idea básica de la solución inventiva es, por consiguiente, considerar primariamente señales procedentes de fuentes en donde no se produzcan saltos de frecuencias de reloj de satélites. El efecto de los saltos de frecuencias de reloj de satélites y otras incidencias operativas similares se reduce de este modo, si dichas incidencias no se pueden evitar al nivel de satélite o se detectan a nivel de segmentos terrestres con eliminación a nivel de usuario mediante alertas transmitidas, con lo que se evita el uso de satélites afectados, a nivel de usuario, según las etapas del método que se establecen en la reivindicación 1. Lo que antecede se puede realizar mediante modificaciones de algoritmos de usuarios adecuados. Este enfoque inventivo limitaría el impacto sobre los proyectos de Galileo en lasdenominadas Validación en Órbita (IOV) y la Constelación Operativa... [Seguir leyendo]

 


Reivindicaciones:

1. Un método de reducción del impacto de saltos de frecuencia de reloj de vehículos espaciales sobre un dispositivo para detección de posición en un sistema de navegación global, que comprende varios vehículos espaciales que transmiten información al dispositivo para detección de posición, comprendiendo cada vehículo espacial al menos un reloj, incluyendo el método las etapas de:

1a) recibir señales de navegación desde vehículos espaciales de un primer grupo de vehículos espaciales que utilizan relojes de los que se sabe que no presentan saltos de frecuencia;

1b) comprobar

1b1) si el número de señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales es igual o mayor que un número predeterminado de satélites requeridos y

1b2) si el riesgo de integridad calculado con las señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales es igual o menor que un riesgo de integridad máximo aceptable predeterminado;

1c) si las condiciones de las etapas 1b1) y 1b2) se cumplen 1c1) continuar con el cálculo de una solución de navegación utilizando las señales de navegación de dicho primer grupo de vehículos espaciales solamente y

1c2) iniciar o continuar con una operación crítica, respectivamente,

1c’) o, si no se cumplen las condiciones de las etapas 1b1) o 1b2) , continuar con la etapa 1d) ;

1d) recibir señales de navegación desde vehículos espaciales de un segundo grupo de vehículos espaciales que utilizan relojes en los que pueden producirse saltos de frecuencia;

1e) añadir señales de navegación recibidas desde un vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales a dichas señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales;

1f) comprobar si el riesgo de integridad calculado para todas las combinaciones de las señales de navegación recibidas desde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales junto con el subconjunto íntegro de dicho segundo grupo de vehículos espaciales es igual o menor que dicho riesgo de integridad máximo aceptable predeterminado;

1g) si se cumple la condición de la etapa 1f

1g1) continuar con el cálculo de la solución de navegación utilizando las señales de navegación disponibles en la etapa 1f)

y

1g2) iniciar o continuar con una operación crítica, respectivamente,

1g’) o, si no se cumplen la condición de la etapa 1f) ,

1g’1) añadir señales de navegación recibidas desde otro vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales para el proceso de cálculo de las combinaciones de señales de navegación utilizadas en la etapa 1f)

y

1g’2) continuar de nuevo con la etapa 1f) ;

1h) en donde las señales de navegación recibidas desde un vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales se añaden en las etapas 1e) y 1g’1) para el proceso de cálculo de las combinaciones de las señales de navegación bien sea 65 1h1) considerando dichas señales de navegación recibidas desde un vehículo espacial de dicho segundo grupo de vehículos espaciales y la información sobre la integridad relativa a dichas señales plenamente aceptadas con un salto u otra fuente de error hasta el umbral de detección de segmento terrestre asociado con el sistema de navegación global

o 1h1’) con una denominada inflación informativa sobre la integridad relativa a la precisión de señales en el espacio, denominada SISA, como una función de la antigüedad de los datos de navegación para garantizar la superación íntegra del error real sobre las señales en el espacio que afectan a dicha señal por medio de la inflación informativa relativa a la SISA utilizada.

2. El método según la reivindicación 1, en donde los vehículos espaciales de dicho primer grupo de vehículos espaciales están provistos de relojes que funcionan según el principio del Maser Pasivo de Hidrógeno, denominado PHM.

Sesgo b (metros)

PHM SIS solamente Si SISnr > N* Y Iniciar / continuarIntriesgo > asig. operación crítica

No iniciar / no

Si nº de RAFS usados

continuar

> RAFS SIS disponibles

Si para unacombinación todos Iniciar / continuar los subconjuntos operación críticaIntriesgo asig.

* N… número de satélites requeridos (p.e. =5) K… número de SIS afectados simultáneos (p.e. =1, o 2)

Todos SIS entrada

Si hay un más

No iniciar / no

pequeño subconjunto de SIS con Intriesgo continuar asig.

Si nº de subconjuntos SIS ! nº de todos SIS On = 0

Si para una combinación, todos sí Iniciar / continuarlos subconjuntos operación críticaIntriesgo ! asig.

K… número de SIS afectados simultáneos (p.e. =1, o 2)