GLOBAL POSITIONING SYSTEM

Präsentation zum Thema: "GLOBAL POSITIONING SYSTEM"—  Präsentation transkript:

1 GLOBAL POSITIONING SYSTEM
GPS GLOBAL POSITIONING SYSTEM Vor 10 Jahren noch Kuriosität für $ ohne Datenbank und ohne bewegliche Karte; Heute Navigationssystem der Zukunft für ca. 500 $. Obwohl GPS noch nicht ganz ein Ersatz für VOR/DME ist, wird es aufgrund seiner technischen Überlegenheit und Genauigkeit doch das System für die nächsten Jahrzehnte sein. GPS war Anfang der 70 er Jahre in erster Linie als taktisches militärisches System gedacht. Vorgänger war Transit der US Marine. Der von Rockwell gebaute erste GPS-Satellit wurde 1978 versuchsweise in eine Umlaufbahn gebracht. Der stetige Aufbau des GPS-Systems hat rund 10 Milliarden $ gekostet. Das Militär bietet für die kostenlose Benutzung nicht immer die höchste Ebene der Navigationsgenauigkeit. Die FAA und andere zivile Nutzer sind gezwungen, über eine Erhöhung der Präzision des GPS nachzudenken. G. Breu

2 Vergleich der Systeme GPS GLONASS Umlaufbahnen Satelliten pro Bahn
Bahninklination Bahnradius Umlaufzeit Umlaufwiederholung 6, gestaffelt 60° 4 55° Ca km 11:58 h 1/pro Tag 3, gestaffelt 120° 8 64,8° Ca km 11:16 h Jeden 8. Tag Die Konstruktionslebensdauer beträgt zwischen 7,5 und 10 Jahre. Ersatz-NAVSTAR-Satelliten - sogenannte Block-IIR-Modelle - werden von Martin gebaut und bei Bedarf in Umlauf gebracht. Bei den BlockIIRs handelt es sich um verbesserte Versionen der Rockwell-Modelle; sie verfügen über bessere Uhren und Energiesysteme und über die sogenannte Tage Autonomie, was bedeutet, daß der Satellit für einen Zeitraum von 6 Monaten Navigationsdaten liefern kann, ohne von Bodenstationen „geladen“ zu werden (vorher Autonomie von 14 Tagen). Jeder Satellit verfügt über 4 hochpräzise Uhren, über Navigations- und Kommunikationsgeräte, Sonnenkollektoren und Batterien sowie ein System rotierender Kreisel, welche den Satelliten zur Erde ausgerichtet halten. Die Uhren gehen auf Nanosekunden genau. Eine Nanosekunde ist eine milliardstel Sekunde und die Zeitdauer, in welcher Licht eine Strecke von einem Fuß zurücklegt. Wenn die Uhren solange in Betrieb bleiben könnten, würden sie in Jahren lediglich eine Sekunde vor- oder nachgehen. NAVigation System by Timing an Ranging G. Breu

3 Navigationsumsetzungsplan FAA
OMEGA bis 1997 LORAN bis 2000 NDB bis 2006 VOR bis 2010 TACAN bis 2005 DME bis 2009 ILS (CAT I) bis 2010 ILS (CAT II) bis 2010 GPS (WAAS) -> GPS (LAAS) -> WAAS = Wide Area Augmentation System LAAS = Local Area Augmentation System G. Breu

4 Positionsgenauigkeit
GPS: 1, m LORAN C: 200 m TACAN: 400 m Da GPS über nanosekundentaugliche Uhren verfügt, stellt es besonders hohe präzise Werte für die Navigation bereit. Es sind zwei Stufen der Genauigkeit verfügbar: PPS=Precise Positioning Service (SPS) für militärische Nutzer und SPS= Standard Positioning Service für zivile Nutzer. Militärische Nutzer werden als P-Code-Empfänger bezeichnet und zivile Geräte als C/A-Code-Empfänger. PPS hat eine Genauigkeit von 26 bis 60 Metern mit einer Wahrscheinlichkeit von 95 Prozent und von 16 Metern mit einer Wahrscheinlichkeit von 50 Prozent. An sich ist die zivile Version von GPS fast ebenso genau. Da das amerikanische Verteidigungs-ministerium die Genauigkeit jedoch durch Selective Availability (SA) absichtlich verschlechtert, bietet SPS nur eine Genauigkeit von 100 m mit einer Wahrscheinlichkeit von 95 Prozent. SA ist die größte einzelne Fehlerquelle bei GPS; es wird durch absichtliches Verfälschen der Frequenzen der Satellitenuhren und der Ephemeridendaten erreicht. Die Datensatzerklärung folgt später. INS: 1000 m G. Breu OMEGA: 2500m

5 Benutzungsregelung in der BRD
GPS Erprobungsphase abgeschlossen Mit Wirkung vom können die von der DFS veröffentlichten Anflug-verfahren von hierfür qualifizierten Luftfahrern genutzt werden Die konventionelle Navigation der Luftfahrt im europäischen Luftraum basiert im wesentlichen noch auf bodengestützten Navigationsmitteln wie VOR, DME und NDB. Wegen des zunehmenden Luftverkehrs und der immer größeren Probleme mit Engpässen im europäischen Luftraum haben sich die Verkehrsminister 1990 dazu entschlossen, ein flexibleres System der Routenauswahl einzuführen, die Flächennavigation (Area Navigation, RNAV). Diese Form der Navigation erlaubt es, Flugzeuge auf Routen zwischen zwei beliebigen Punkten navigieren zu lassen, ohne die Notwendigkeit bestimmte bodengestützte Navigationshilfen überfliegen zu müssen. B-RNAV wurde im europäischen Luftraum ab dem 23. April 1998 eingeführt. Dabei wird gefordert, daß das Luftfahrzeug eine Positionsgenauigkeit von +/- 5 NM in 95 Prozent der Flugzeit erfüllt. Bei einem GNSS/GPS Stand-alone Anflug handelt es sich um ein Nichtpräzisionsanflugverfahren, das ausschließlich auf GNSS/GPS basiert und bei dem kein Bezug zu bodengestützter Navigationshilfen besteht. G. Breu

6 Anforderung an die Qualifikation
Ausreichende theoretische und praktische Kenntnisse Die Qualifikation in der Anwendung der GPS-Verfahren und der Verwendung von GPS-Empfängern ist nachzuweisen: Als Nachweis gilt die Bestätigung von Geräteherstellern oder von anerkannten Trainingseinrichtungen Anforderungen an die Luftfahrerqualifikation sind in der LuftVO §1 sowie in nationalen und internationalen Vorschriften geregelt (§69 (4) LuftPersV), JAR-OPS 1.950 Luftfahrer die GPS Stand-Alone Nichtpräzisionsanflüge durchführen wollen, müssen sich ausreichend mit den Grundlagen, Besonderheiten und Beschränkungen von GPS sowie mit der Handhabung der GPS-Ausrüstung an Bord eines Luftfahrzeuges vertraut gemacht haben. G. Breu

7 Qualifikation Einweisung durch Flugschulen und deren Fluglehrer (einschl. Einweisungsberechtigte und Sachverständige) Die Bestätigung kann über einen Eintrag im Flugbuch erfolgen G. Breu

8 Empfehlung für Qualifizierungsinhalte
Theorie: Funktionsweise von GPS GPS Anflugverfahren Datenbanken Praktischer Teil Gerätebedienung einschließlich Nutzung der Datenbank Besonderheiten der Flugvorbereitung (RAIM-Prädiktion) Flugdurchführung RAIM-Prädiktion Voraussetzung für die Nutzung des GPS als Stand-alone Anflugsystem ist, daß eine RAIM-Diktion oder ein gleichwertiges vom Flugsicherungsunternehmen angebotenes Vorhersageverfahren verwendet wird, welches sicherstellt, daß eine Integritätsprüfung (RAIM oder gleichwertiges Verfahren) am Bestimmungsflughafen zur voraussichtlichen Ankunftszeit verfügbar ist. Wird ein Ausweichflughafen für den Start/Streckenflug gefordert, muß an dem jeweiligen Ausweichflughafen die Landung nach einem Anflugverfahren möglich sein, das n i c h t auf GNSS/GPS basiert. Ferner muß ein Fehlanflugsverfahren, das auf herkömmlichen Navigationsverfahren basiert, zusätzlich zum GNSS/GPS-Fehlanflugverfahren verfügbar sein. G. Breu

9 Mindestanforderungen
Vollständige Preflight-Checks mit Eingabe der erforderlichen Daten Ein GPS-Approach als PF und ein Approach als PNF; ein Anflug muss mit einem Fehlanflugsverfahren durchgeführt werden Dokumentation des Verfahrens im Formblatt und im Flugbuch G. Breu

10 Vorteile von GNSS Allwetterbetrieb Weltweite Navigation
Navigation zu jeder Zeit Hohe Genauigkeit Präzise Zeit Satelliten auch für Kommunikation nutzbar Unbegrenzte Teilnehmerzahl Weltweit gemeinsames Nav.- Koordinatensystem Preiswertes Nutzersystem G. Breu

11 Nachteile von GNNS Relativ geringe Aktualisierungsrate des GPS
Neue Komponenten für Boden- Bord- und Raumsysteme erforderlich Keine Betriebsgarantie Genauigkeit für „nichtautorisierte“ Benutzer kann künstlich verschlechtert werden Die GPS-Messages (1.500 Bit) sind in einem Datenübertragungspaket (Frame) verpackt. Bei einer Übertragungsrate von 50 bits/sec. ergibt das eine Zeit von 30 Sekunden. Jedes dieser Frames besteht aus weiteren 5 Subframes (300 Bit), wovon 2 wiederum aus 25 Seiten bestehen. Dieses Gesamtdatenpaket wird 25 * übertragen (25*30=750 s=12,5 Min.) Die Subframes 1,2 und 3 enthalten immer die gleichen Satellitendaten, die Subframes 4 und 5 jedesmal andere. Damit beträgt die Gesamtübertragungsdauer eines kompletten „Masterframes“ bei der relativ langsamen Informationsrate von 50 bits/sec. 12,5 Minuten. Subframe 1 Daten der Satellitenuhren, Datum, Alter der Daten Subframe 2 und 3 enthalten die Orbitdaten Subframe 4 Almanach der Satelliten 25-32, Ionosphärendaten, Satellitenstatus etc. Subframe 5 Almanach der Sat. 1-24 G. Breu

12 Grenzen der GPS-Komponenten
Zur Zeit gelten die JAA-Übergangsrichtlinien Kontinuität und Verfügbarkeit erfordern weitere Hilfsmittel Warnungen bei Fehlanzeigen dauern zu lange Zum gegenwärtigen Zeitpunkt entsprechen die JAA-Übergangsrichtlinien für die Verwendung von GPS zum überwiegenden Teil den Richtlinien. Unterschiede in der Luftraumstruktur führen jedoch auch zu Unterschieden in ihren Anwendungen. Auch wenn das System voll einsatzfähig ist, liefert es bei Flügen nach Instrumentenflugregeln nicht die Kontinuität, Verfügbarkeit und Integrität, über die ein Sole Means Air Navigation System verfügen muß. Kontinuität und Verfügbarkeit lassen sich vorhersagen, die Integritätsprüfung der Signale erfordert jedoch weitere Hilfsmittel. Der überwiegende Teil der derzeitigen bodengestützten Navigationshilfen ist flugvermessen und kann bei fehlerhafter Signalausstrahlung eine Warnmeldung abgeben. Die Überwachung von GPS erfolgt vom Boden aus und u.U. vergeht viel Zeit bevor der Anwender eine Störung im System bemerkt. Verschiedene Methoden, mit denen eine Signalintegrität erreicht werden soll, die der von konventionellen Navigationssystemen entspricht, werden derzeit geprüft; es werden aber noch einige Jahre vergehen, bevor diese Verfahren eingesetzt werden können. G. Breu

13 Systemkomponenten Boden- Raum- und Bordsegment Sendeleistung 20 W
Datastream 50 b/s S-Band Uplink 4000 b/s Sendeleistung 20 W Boden- Raum- und Bordsegment G. Breu

14 Bodensegment Hauptkontrollstation (Master Control Station)
Weltweit verteilte Überwachungs- und Datenübertragungsstationen (Monitor- und Uploading Station) Aufgabe der MCS ist die Genauigkeit zu gewährleisten (Überwachen, Korrekturdaten senden) Verteilt auf der Erde befinden sich 5 Kontrollstationen, deren Positionen mit höchster Genauigkeit bekannt sind. Drei von ihnen (Ascension, Diego Garcia und Kwajalein) können mit den Satelliten bidirektionale Verbindungen herstellen und ihnen damit Korrekturdaten übermitteln. Die beiden anderen Stationen (Hawaii, und Colorado Springs) sind reine Beobachterstationen, wobei die Station in Colorado Springs als Zentrale gewählt wurde. Alle von den Beobachterstationen empfangenen Satellitendaten werden an die Zentrale übertragen. Hier wird entschieden, ob Korrekturdaten der Satellitenpositionen, der Atomuhren oder anderer Komponenten nötig sind oder gegebenenfalls sogar ein Reservesatellit in Betrieb genommen werden muß. Sämtliche Daten, die der Anwender für seine Navigation benötigt, beruhen auf Vorhersagen der Master Controlstation über Bahnparameter und Uhrzeitfehler. Aus den von den Monitorstationen an die Master-Control-Station gesendeten Daten werden errechnet: Bahnparameter, Satellitenposition, Satellitengeschwindigkeit, Solardruck, Satellitenuhrenabweichungen, Troposphären-Korrekturparameter und Ionosphären-Korrekturparameter. G. Breu

15 Raumsegment Alle auf 6 untersch. Bahnen umlaufende Satelliten, je Bahn kreisen 4 Satelliten NAVSTAR/GPS besteht aus 24 Satelliten, davon 21 regulär und 3 als Reserve Betriebsdauer ist auf 7,5 Jahre ausgelegt Hauptbestandteil sind zwei Rubidium- und zwei Cäsiumatomuhren Jeder GPS-Satellit erhält mehrere Atomuhren mit auf seine Reise, zwei Cäsium- und zwei Rubidium - Atomuhren. Dies bedeutet allerdings nicht, daß diese Uhren durch atomare Energie betrieben werden. Der Name kommt daher, daß eine bestimmte physikalische Eigenschaft der Atome genutzt wird und man damit die heute genaueste Uhr herstellen kann, zu einem Preis von über hunderttausend Mark pro Stück. Ganggenauigkeit: 1 Sekunde Abweichung in Jahren. G. Breu

16 Bordsegment Eigentlicher Empfänger an Bord eines Luftfahrzeuges
Primäre Aufgabe besteht aus der autom. Satellitenselektion, Signalauflösung, Signalverfolgung (Tracking) und Laufzeitmessung Da die Positionsermittlung auf einer Entfernungsmessung zwischen Satellit und Auswertegerät beruht, hängt die Positionsgenauigkeit wesentlich davon ab, wie exakt unser Empfangsgerät die Laufzeiten der Signale von den Satelliten zum Beobachtungsort messen kann. Man nehme also (theoretisch) ein paar Uhren, starte alle genau zu derselben Zeit und verteile sie auf die Satelliten und die Empfänger. Anhand vorbestimmter Zeitmarken kann man dann synchron die PRN-Codemuster erzeugen. Allerdings wäre die Präzision einer Quarzuhr dafür bei weitem nicht ausreichend. Zur Ermittlung der Entfernung muß der Empfänger zwei Dinge wissen: Wo exakt sich der Satellit im Raum befindet und wann genau das Signal den Satelliten verlassen hat. Die Frage, wo genau sich die Satelliten im All befinden, wird von ihnen selbst beantwortet; sie senden laufend Almanachdaten, die dem Empfänger grob mitteilen, wo sich die Satelliten befinden, sowie Ephemeridendaten, die die Position eines jeden Satelliten im Raum präzis angeben. G. Breu

17 Anordnung der Satelliten
6 Umlaufbahnen 20200 km Höhe Bahninklination 55 ° zur Äquatorebene geneigt Umlaufzeit ca. 12 h Der genaue Zeitpunkt wird vom Empfänger geliefert. Jeder Satellit sendet einen inividuellen Code, der als „Pseudo-Random Code“ bezeichnet wird. Der Empfänger generiert einen dazu passenden Code, den er so ausrichtet, daß er mit der Navigations-/Zeitmeldung des Satelliten korreliert. Der Empfänger weiß, daß es ungefähr 1/11 Sekunde dauert, bis das Satellitensignal die Erde erreicht. Ist er also erst einmal „aufgeschaltet“ kann der Empfänger die Entfernung grob ermitteln. Dieser Wert wird als „Pseudo-Entfernung“, bezeichnet. Um Fehler aus der Pseudo-Entfernung zu eliminieren, muß der Empfänger seine Uhr, bei der es sich um einen Quarz-Oszillator handelt, ganz genau mit den Satellitenuhren synchronisieren. Er tut dies durch Ermittlung der Entfernung zu mindestens vier Satelliten. Wenn die vier Entfernungen nicht übereinstimmen, d.h. wenn sie nicht durch den gleichen Punkt im Raum verlaufen, geht der Empfänger davon aus, daß der Fehler durch eine Ungenauigkeit seiner eigenen Uhr verursacht wurde. Er stellt seine Uhr dann so ein, daß alle vier Positionslinien übereinstimmen. Dieses Verfahren wird als Korrektur des systematischen Uhrenfehlers bezeichnet, und es ist der Grund dafür, daß ein GPS-Empfänger mindestens 4 Satelliten „sehen“ muß, um seine Position zu berechnen. G. Breu

18 Sendefrequenzen Frequenz Code L1 1.575,42 MHz C/A + P L2 1.227,6 MHz P
L1 ist die zur Navigation vor allem für den zivilen Nutzer primär erforderliche Frequenz, während L2 unter anderem zur Steigerung der Genauigkeit in der Positions- oder Geschwindigkeitsbestimmung Verwendung findet (durch Verwendung zweier unterschiedlicher Frequenzen lassen sich Signallaufzeitfehler beim Durchtritt durch die Ionosphäre und Troposphäre korrigieren). Neben den beiden für den Anwender entscheidenden Frequenzen L1 und L2 gibt es zur Systemüberwachung noch eine weitere Funkverbindung zwischen den Satelliten und der Bodenkontrollstation im S-Band. L2 1.227,6 MHz P G. Breu

19 GPS - Bordanlage Antenne Hauptinformationen des GPS
Installation nahe am Schwerpunkt Abschattung und Abschirmung vermeiden Hauptinformationen des GPS Position Richtung Geschwindigkeit Zeit Die Auswertung der vom Satelliten abgestrahlten Informationen erfolgt im Nutzersegment. Dieses besteht im wesentlichen aus folgenden Teilen: - Antenne - Empfänger - Rechner - Ein-/Ausgabeeinheit An die Antenne und den Empfänger eines GPS-Empfangsgerätes werden sehr hohe Anforderungen gestellt, da das ankommende Signal aus dem Weltraum, u. a. bedingt durch die geringe Sendeleistung jedes Satelliten von nur 20 Watt, in der Größe von 0, Volt (=70 Nanovolt) liegt. Dies ist etwa fünfzigmal weniger als das, was ein guter Funkempfänger im UKW-Bereich benötigt, um nur einen Bruchteil eines Signals erahnen zu können. G. Breu

20 Bedienteil NAV Navigationsseiten sind aktiviert WPT Wegpunktseiten
RTE Streckenseitenanzeige MSG GPS-Nachricht liegt vor MORE Wahl zwischen mehreren Möglichkeiten DATA Anzeige, wenn Satellitendaten gelesen werden ACQ Zeigt Suche nach Satelliten an 2D/3D Zeigt die Art der Positionsbestimmung an G. Breu

21 Bedienteil-Anzeigen DTK Desired Track-Bezeichnet den rechtweisenden Kurs in Grad zwischen FROM und TO WPT BRG Bearing (Richtung, Peilung) Winkel zwischen geogr. N und dem anzusteuernden WPT CTS Course To Steer - Steuerkurs RNG Range - Entfernung zum nächsten WPT DMG Distance Made Good - zurückgelegte Entfernung CMG Course Made Good - Peilung vom FROM-WPT TRK Winkel zwischen geo. N und der Bewegungsrichtung über Grund G. Breu

22 Bedienteilanzeigen TRN Turn Instruction-Winkelunterschied zwischen BRG und CTS ETE Estimated Time Enroute-Zeit bis zum nächsten Wegpunkt GS Ground Speed - Tatsächliche Geschwindigkeit über Grund VMG Velocitiy Made Good (GPS zeigt die errechnete Durchschnittsgeschwindigkeit an G. Breu

23 Navigationsterme CMG DMG GS DTK TN FROM-WPT 1 WPT 2 TO-WPT TN TRK BRG
CTS RNG G. Breu

24 Wie funktioniert ein GPS
Die Position wird bestimmt (3 Koordinaten) indem man die Positionen und die Schrägentfernungen zu drei Satelliten gleichzeitig bestimmt Die Schrägentfernung wird bestimmt durch Zeitmessung, wie lange ein Signal benötigt, um vom Satelliten zum Bodenempfänger zu gelangen Die Laufzeit wird bestimmt durch Vergleich des von gleichzeitig am Boden und im Satelliten erzeugten Pseudo-Random Codes Mit Kenntnis der GPS-Systemzeit und der Laufzeit kennt man die Satellitenposition, da sich die Satelliten auf festen, bekannten Orbits bewegen. Wenn man nun eine Nachricht vom Satelliten zum Boden schickt und aufzeichnen könnte, wann das Signal am Satellit abgeschickt wurde und wann es empfangen wurde, so wäre die Laufzeit als Differenz der beiden Uhrzeiten bestimmt. Durch Multiplikation der Laufzeit mit der Lichtgeschwindigkeit ist die Schrägentfernung berechenbar. Voraussetzung ist jedoch, daß Satellit und Empfänger ein identisches Signal zu exakt der gleichen Zeit erzeugen. Beispiel: Vom Satelliten und vom Bodenempfänger wird ein 1/0 Code-Signal erzeugt. Wenn man nun am Boden den dort erzeugten Code aufzeichnet, so braucht man nur noch nachzusehen, wo in dieser Sequenz das empfangene Signal hineinpaßt und vor wieviel Zeiteinheiten dieses Signal erzeugt wurde. Bei einer angenommenen Geschwindigkeit von 100 km/s erhält man in diesem Fall bei einem Zeitunterschied von 9 Sekunden eine Entfernung von 900 km. Wenn man am Boden hat z.B. 16:10:25, so weiß man, daß dieses Signal um 16:10:16 abgestrahlt wurde. Mit dieser Uhrzeit kann die Satellitenposition bestimmt werden, da sich die Satelliten auf festen Orbits, deren Form durch die Keppler-schen Gesetze beschrieben sind. Die Parameter der Laufbahnen werden in den Bodenkontrollstationen bestimmt und den Satelliten per Funk übertragen. G. Breu

25 Wie funktioniert GPS Funktion wie ein DME, jedoch
Speed of light * time 2 = DME-Dist. Funktion wie ein DME, jedoch wird nur eine Wegstrecke vom Satelliten zum Lfz gemessen. Satellit sendet eine Navigations-/ Zeitreferenz aus, anhand der Empfänger die Entfernung ermittelt. Das bisher beschriebene Systemkonzept wäre die heile Welt der Satellitennavigation, so , wie man sie gerne hätte. Real sind jedoch Systemfehler vorhanden, die eine Betrachtung erheblich komplizierter machen. Wenn z.B. die Schrägentfernung auf 3 m genau bestimmt werden soll, muß die Laufzeit im Nanosekundenbereich bestimmt werden, wie an folgender Gleichung aufgezeigt wird: Schrägentfernungsgenauigkeit m Laufzeitinterv = Lichtgeschwindigkeit m/s = 0, s G. Breu

26 Pseudoentfernungsmessung
PRN-Code Damit die eigene Position berechnet werden kann, muß die Entfernung zwischen den Satellitenpositionen und dem Empfangsort gemessen werden. Real wird nun zur Laufzeitmessung die Technik der Pseudo Random Codes benutzt (jeder Satellit sendet ein Code-Signal zur gleichen Zeit aus, das nur aus 0 und 1 besteht). Bedingt durch den Laufweg empfängt man nun am Boden diese Signale um die Laufzeit zeitlich verschoben. Wird am Boden zur gleichen Zeit wie an Bord des Satelliten der identische Code erzeugt, so lassen sich diese beiden Codes durch Verschiebung zur Deckung bringen. Der Grad der erforderlichen Verschiebung ist dann ein direktes Maß für die Laufzeit. Wenn ein Signal am Boden empfangen wurde, welches dieselbe Codesequenz aufweist, die vor z.B. 0,5 sek. erzeugt wurde, dann hat diese Signal demzufolge 0,5 sek. Laufzeit benötigt. Die Navigationsbotschaft besteht im wesentlichen aus 4 Informationsblöcken: Zeit- und Satellitenuhrinformationen, Korrekturdaten, Satellitenbahninformationen, Satellitenstatusinformationen. t Zeitverzögerung G. Breu

27 Positionsbestimmung ohne Uhrenfehler
2 1 6 sek. A 4 sek. Die beiden GPS-Satelliten senden zur gleichen Zeit ihren PRN-Code. Vom Satelliten mit der Nummer 1 sind wir vier Sekunden und vom dem mit der Nummer 2 sechs Sekunden entfernt. Die beiden entsprechenden Funkstandlinien schneiden sich somit in Punkt „A“, wo wir zunächst unsere Position vermuten. G. Breu

28 Positionsbestimmung mit Uhrenfehler
2 1 4 sek. A 6 sek. Nehmen wir einmal an, unsere „falschgehende Uhr“ im Empfänger erzeugt den PRND-Code, der mit den Satellitensignalen korrelieren soll, eine Sekunde zu früh, dann addiert sich diese Vorlaufzeit zur tatsächlichen Signallaufzeit und unsere Position liegt somit scheinbar auf dem Punkt „B“. B 5 sek. 7 sek. G. Breu

29 Position an Punkt A bei genauer Empfängeruhr und 3 Satelliten
2 1 A 6 sek. 4 sek. Nehmen wir noch einen weiteren Satelliten mit der Nummer „3“ hinzu und messen hier die Signallaufzeit mit 8 sek im Idealfall, das heißt bei exakt gehender Empfängeruhr, schneiden sich alle drei Standlinien auch tatsächlich im Punkt „A“, womit unsere Position feststeht. 8 sek. G. Breu

30 Positionsbestimmung mit Uhrenfehler und 3. Satelliten
C D A Gehen wir bei dieser Betrachtung wiederum davon aus, daß unsere Empfängeruhr eine Sekunde vorgeht, erhalten wir die folgende Situation mit drei Satelliten und einem Gangfehler der Empfängeruhr von plus einer Sekunde. Drei neue Standlinien ergeben die drei Schnittpunkte B, C und D. Nun können wir bereits grafisch erkennen, wie sich die tatsächliche Postition „A“ trotz falschgehender Uhr nicht verändert, wenn man sie in den Mittelpunkt des Fehlerdreiecks BCD setzt. Dafür müssen lediglich zwei Voraussetzungen erfüllt sein: die Uhr muß für die Dauer der drei Messungen eine kurzzeitige, jedoch hochpräzise Genauigkeit aufweisen und es muß immer ein zusätzlicher Satellit zur Positionsbestimmung mit herangezogen werden, also drei für eine zweidimensionale und vier für eine dreidimensionale Positionsbestimmung. G. Breu

31 Begriffe Pseudo-Range - Die im Empfänger inst. einfache Uhr ist mit einem Fehler behaftet. Die Entfernung zwischen Satellit und Empfänger entspricht nicht exakt der geometrischen Entfernung Integrity (RAIM) - System teilt dem Benutzer mit, ob es innerhalb der spezifizierten Genauigkeit arbeitet bzw. warnt rechtzeitig - Für RAIM muß ein 5. Satellit in Sicht sein. SA - Selective Availability - Künstliche Verschlechterung des Systems auf m; nur der ungenauere C/A Code kann empfangen werden Receiver Autonomous Integrity Monitoring Die derzeitige Lösung zur Gewährleistung der GPS-Integrität ist die empfängerautonome Integritätsüberwachung RAIM. Alle für IFR zugelassenen Empfänger verfügen über RAIM, da die für GPS geltende amerikanische Richtlinie TSO (Technical Standard Order) es fordert. Ein RAIM Algorithmus beinhaltet sozusagen die Überberechnung von Positionen durch Verwendung von mindestens fünf Satelliten bzw. vier Satelliten und einer barometrischen Höhenangabe aus einem Höhencodierer oder einem Höhencodiergerät. Der Empfänger löst RAIM-Alarm aus - es handelt sich dabei eigentlich um eine Leuchtanzeige - wenn er den Verdacht hat, daß die Navigationslösung aufgrund unzulänglicher Satellitendaten ungenau ist. Die RAIM-Alarmgrenze für Streckenbetrieb beträgt 30 Sekunden, für Nichtpräzisionsanflüge 10 Sekunden. Das bedeutet, daß der Empfänger in der Lage sein muß, innerhalb dieser Zeitdauer einen Integritätsfehler zu entdecken. G. Breu

32 Begriffe GDOP - Geometric Dilution of Precision - Die Genauigkeit der Orts- Geschwindigkeits- und Zeitermittlung ist im großen Maße von der geometrischen Konstellation der Satelliten relativ zum Beobachter abhängig DGPS - Differenzialverfahren - Verfahren um die nur mittelmäßige Genauigkeit der Positionsbestimmung für bestimmte Flugabschnitte mit Werten einer Referenzbodenstation zu verbessern (Präzisionsanflüge) Aufgrund der Tatsache, daß der Fehler zwischen der gemessenen und er wirklichen Position in einem Gebiet von mehreren zehntausend Quadratkilometern annähernd gleich groß ist, läßt sich das DGPS folgendermaßen realisieren: Man positioniert einen GPS-Empfänger ortsfest an einem sehr genau vermessenen Ort. Die Positionsdifferenz zwischen diesem bekannten Ort und dem gerade ermittelten Meßwert wird in Echtzeit, d.h. sofort, über eine Datenfunkstrecke an den Navigierenden übermittelt. Dessen GPS-Empfänger korrigiert mit diesen Daten seine eigenen ebenfalls in Echtzeit gemessenen Positionsdaten. Ein bereits realisiertes Protokoll mit der Bezeichnung RTCM 104 (Real-Time-Correction-Message) wird von allen modernen DGPS-fähigen Empfängern verstanden und eine Korrektur somit automatisch durchgeführt. G. Breu

33 Wie geht es weiter ? GPS auch in den nächsten Jahren nicht alleiniges Navigationsmittel VOR/DME/ILS bleiben weiterhin erforderlich Wenn sich eine konv. Navigationsausrüstung an Bord befindet, können IFR-taugliche GPS-Empfänger für IFR-Direktstrecken benutzt werden GPS kann ein DME oder NDB ersetzen, wenn das DME- oder NDB-Fix in der DB des Empfängers gespeichert ist (nicht jedoch auf dem ILS !). G. Breu

34 Vielen Dank für Ihre Aufmerksamkeit
Gerhard Breu G. Breu