Auslegung und Validierung der Leistungsfähigkeit eines GBAS-CAT-II/III-L1-Bodensubsystems vorgelegt von Dipl.-Ing. André Schüttpelz geb. in Berlin Von der Fakultät V – Verkehrs- und Maschinensysteme der Technischen Universität Berlin zur Erlangung des akademischen Grades Doktor der Ingenieurwissenschaften – Dr.-Ing. – genehmigte Dissertation Promotionsausschuss: Vorsitzender: Prof. Dr.-Ing. Andreas Bardenhagen Gutachter: Prof. Dr.-Ing. Oliver Lehmann Gutachter: Prof. Dr.-Ing. Peter Hecker Tag der wissenschaftlichen Aussprache: 19.12.2017 Berlin 2018 Danksagung Im Lauf meiner Aktivitäten am GBAS hatte ich das Glück, mit vielen herausragenden Experten zusammen zu arbeiten, deren Hinweise und Rückmeldungen mir in meiner Tä- tigkeit von unschätzbarem Wert waren und damit zum Erstellen der vorliegenden Arbeit beigetragen haben. Ich möchte an dieser Stelle für die mir gewährte Unterstützung danken. An erster Stelle gilt mein Dank Prof. Oliver Lehmann für die Unterstützung bei der Erstellung und die Begutachtung dieser Dissertation. Für die Übernahme des Koreferats danke ich Prof. Peter Hecker. Die technische Validierung des hier vorgestellten CAT-III-GBAS-Bodensubsystems er- folgte am Flughafen Toulouse/Blagnac. Damit möchte ich mich besonders herzlich bei Pierre Ladoux (DSNA) für die grandiose Zusammenarbeit und die vielen guten Diskus- sionen bedanken. Pierre, „It was a great pleasure and really phantastic to work together with you through the entire project SESAR P15.03.06. and during our other common GBAS activities. I am honestly gratefull to have been able to work with you.“ In diesem Zusammenhang möchte ich den direkt eingebundenen Airbus-Kollegen für die hervorra- gende Zusammenarbeit danken: „Dietmar Kleinitz and Laurent Azoulai: Thanks a lot and I am proud to have been able to work with you“. Die technische Umsetzung des hier behandelten Bodensubsystems wäre ohne meine Kollegen bei Thales nicht möglich. Dafür und für die vielen guten Diskussionen, Anre- gungen und die gute Zusammenarbeit im GBAS Team möchte ich Euch an dieser Stelle danken. Dabei gilt mein besonderer Dank Dr. Hans Birli, der das SESAR-GBAS-CAT- III-Projekt bis Mitte 2013 leitete. Als einem meiner Mentoren möchte ich mich für Ihre hilfreichen Kommentare und die guten Diskussionen zum GBAS bedanken. Ebenso möch- te ich den Partnern in den GBAS-Projekten im SESAR und LuFo und den GBAS-Kollegen im NSP der ICAO für den intensiven Austausch danken. Ich möchte mich insbesondere bei Dr. Winfried Dunkel (DFS) und Andreas Lipp (Eu- rocontrol) für die guten Rückmeldungen und Anregungen bedanken. Mit euch verbindet mich eine lange gemeinsame Zusammenarbeit an GBAS, angefangen bei ersten GBAS- Untersuchungen in Europa bis zur erfolgreichen Validierung des GBAS-CAT-III. Für die guten Rückmeldungen zu dieser Arbeit und die grandiose Zusammenarbeit möchte ich mich vor allem bedanken. Ein besonderer Dank gilt Dir, meiner Frau, Katrin, Dr. Schüttpelz-Brauns, für Dein stets offenes Ohr bei unseren Diskussionen zu statistischen Fragen, Deine Anmerkungen zu dieser Arbeit und Deine Geduld und Rücksicht, während ich diese Arbeit verfasste. Ich danke meinen Eltern, insbesondere Dir, Papa, für die Durchsicht und die Rück- meldungen zur Arbeit und für meine luftfahrttechnische Prägung, die ja von Dir ausgeht. Meiner Familie, vor allem meinem Sohn gilt mein Dank für die Rücksicht und das Ver- ständnis, da die Zeit zur Unterstützung privater Projekte knapp war. Ich danke auch Jean-Marc Kraus und Bernd Doleschal für die Genehmigung von 2,5 Monaten unbezahlten Urlaubs zum Schreiben dieser Arbeit unter Verwendung der i ii Danksagung SESAR-Ergebnisse. Der Entschluss, zu GBAS zu promovieren, entstand während meiner Zeit als wissen- schaftlicher Mitarbeiter an der TU Berlin. Mein Dank gilt Prof. Manfred Fricke, der in dieser Zeit mein Mentor war, mich während dieser Zeit betreute und sich bereit erklärte die Promotion zu betreuen. Ich konnte von Prof. Fricke unglaublich viel lernen. Diese Zeit hat mich sehr geprägt. Leider ist Prof. Manfred Fricke zu früh verstorben. Schwerwiegen- der als das Ruhen meines persönlichen Promotionsvorhabens ist der damit verbundene Verlust eines der großen Köpfe in der Luftfahrtforschung. Ich bin sehr stolz, unter Prof. Frickes Führung die GBAS Projekte an der TU Berlin bearbeitet zu haben. Kurzfassung Die vorliegende Arbeit behandelt die Auslegung und Validierung der Leistungsfähigkeit eines Bodensubsystems zur Unterstützung satellitengestützter mit Präzisionsanflüge und Landungen mit bodengestützter Erweiterung (GBAS). Sie verfolgt das Ziel, die Reife der Technologie zur Durchführung von Präzisionsanflügen bis CAT-IIIb mit erweitertem Be- triebskonzept zur reduzierten Staffelung während des Betriebs mit eingeschränkter Sicht zu zeigen. Dazu sind schwerpunktmäßig zwei Aspekte zu beachten: Einerseits der Nach- weis der Reife der GBAS-Technologie für CAT-IIIb-Betrieb, sowie der technische Nachweis der Möglichkeit eines optimierten GBAS Betriebskonzeptes mit reduzierter Staffelung. Für die Reife der Technologie ist zu zeigen, dass die erzielte Leistungsfähigkeit, aus- gedrückt durch Genauigkeit, Integrität, Kontinuität und Verfügbarkeit, ausreichend hoch ist. Der Betrieb mit reduzierter Staffelung mit GBAS basiert auf dem Fehlen flugbetrieb- lich relevanter Schutzzonen. Dazu werden die technischen Grundlagen des GBAS für CAT-I bis CAT-IIIb darge- stellt und die technischen Konzepte zur Umsetzung eines GBAS für CAT-IIIb identifiziert und verglichen. In diesem Zusammenhang wird das umgesetzte Konzept der Internationa- len Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) unter Nutzung von Satellitensignalen auf nur einer Trägerfrequenz (GPS L1 im GAST-D-Konzept) diskutiert und seine Vorteile identifiziert. Basierend auf den GAST-D-Leistungsfähigkeitsanforderungen wird die Bodensubsyste- marchitektur abgeleitet. Im Vergleich zum früheren Ansatz von GBAS für CAT-I ergeben sich einige Verän- derungen, da zur Unterstützung der erhöhten Leistungsfähigkeit gegenüber CAT-I deut- lich niedrigere Rauschniveaus der vom Bodensubsystem erzeugten Informationen not- wendig sind. Diese haben Einfluss auf das nominale Systemverhalten, das deutlich vom theoretischen Verhalten abweicht. Das resultierende nominale Verhalten eines GAST-D- Bodensubsystems wird analysiert und erweiterte Modelle zur Beschreibung des System- verhaltens abgeleitet. Mit den höheren Leistungsfähigkeitsanforderungen sind angepasste Maßnahmen zur Fehlererkennung und -berücksichtigung notwendig. Die generellen Möglichkeiten werden identifiziert und klassifiziert und hinsichtlich ihrer Wirkungsweise verglichen. Zwei Fehler- klassen des GBAS werden eingehender betrachtet. Das sind zum einen Fehler infolge Emp- fangs reflektierter Satellitensignale (Mehrwegeausbreitung) und Fehler infolge anomaler ionosphärischer Störungen. Die Kontrolle von Einflüssen infolge von Mehrwegeausbreitung ist essentielle Basis für das Fehlen flugbetrieblich relevanter Schutzzonen des GBAS und ist damit die Grundlage der Möglichkeit des Betriebs mit reduzierter Staffelung unter Bedingungen mit einge- schränkter Sicht. Anomale ionosphärische Störungen stellen die größte Integritätsbedro- hung des GBAS dar. Ihre Kontrolle stellt unter Verwendung nur einer Satellitensignalfre- quenz eine besondere Herausforderung dar. Diese Einflüsse werden eingehend analysiert und Modelle zu ihrer Charakterisierung, sowie Schutzmaßnahmen abgeleitet. Die hohen Leistungsfähigkeitsanforderungen eines GBAS für CAT-IIIb lassen sich iii iv Kurzfassung nicht alleinig durch Tests nachweisen. Für das Vorgehen zum Nachweis der Leistungs- fähigkeit wird daher ein Ansatz vorgestellt, mit dem sich die hohen Anforderungen an Integrität und Kontinuität nachweisen lassen. Das Vorgehen zur Verifikation der Leis- tungsfähigkeit und die mit einem am Flughafen Toulouse/Blagnac installierten Proto- typsystem erzielten Einzelergebnisse werden dargestellt und diskutiert. Schließlich erfolgt die zusammenfassende Diskussion der erzielten Leistungsfähigkeit. Im Ergebnis konnte ge- zeigt werden, dass die Leistungsfähigkeit zur Unterstützung von Anflügen und Landungen bis CAT-IIIb erreicht wird. Abschließend wird der weitere Forschungsbedarf identifiziert. Diese Arbeit basiert auf Ergebnissen, die v. Verf. im Rahmen der Forschung im Single European Sky ATM Research Program für Thales erzielt wurden. Die Arbeiten waren in die erfolgreiche Validierung des entsprechenden ICAO Standards eingebunden. Abstract The present work covers the design and performance validation of a ground subsystem supporting precision approach and landing operations with a ground based augmentation system (GBAS). It aims to demonstrate the maturity of the technology to perform pre- cision approaches down to CAT IIIb with an extended operational concept allowing for reduced separation criteria during operations under low visibility conditions (LVC). This involves special consideration of two aspects: On one hand the maturity of the used technology to support operations down to CAT IIIb has to be demonstrated. The second aspect is related to the demonstration of the technical feasibility to perform ope- rations with reduced separation criteria under LVC. To demonstrate the technological maturity it needs to be shown, that the performance in terms of accuracy, integrity, continuity and availability is sufficiently high. The techni- cal feasibility of operations with reduced aircraft separation is based on the demonstration of the absence of critical and sensitive zones on aircraft movement areas. The technical basis of GBAS CAT I to CAT III is provided and GBAS technical CAT III concepts are identified and compared. In this context the concept accepted by the International Civil Aviation Organisation (ICAO) is be discussed and its advantages identified. This concept is based on the usage of satellite signals using a single frequency (GAST D concept using GPS L1). Based on the required performance according to the ICAO GAST D concept a ground subsystem architecture is derived. Compared to the previous concept of a GBAS for CAT I some changes result for GAST D. In order to achieve the higher performance significantly lower noise of the information broadcast by the ground subsystem is necessary. As a result of the reduced noise level the nominal system behavior deviates from theoretical considerations. The resulting nominal GAST D ground subsystem behaviour is analysed and extended models allowing the characterisation of the resulting behavior are derived and are explained. With the increased performance requirements also dedicated mitigations for influences adversely affecting the system performance are needed. The general means to ensure the performance are compared with regard to their mode of functioning. Special emphasize is put on two influences. These are errors from the reception of reflected satellite signals (multipath) and errors resulting from anomalous ionospheric conditions. Multipath is of special importance with regard to the absence of critical and sensi- tive zones with GBAS, which in turn are the basis of operations with reduced aircraft separation under LVC. Anomalous ionospheric conditions represent the largest integrity risk for GBAS. Under usage of only a single satellite signal frequency their mitigation is especially demanding. The analysis of the aforementionend influences is provided and modells allowing their characterisation and mitigation are given. Due to the high performance requirements the performance demonstration of a GBAS CAT IIIb cannot be solely based on tests. An approach to demonstrate the integrity and continuity is given. The performance verification, as well as the performance re- sults obtained with a GAST D ground subsystem prototype installed at the airport Tou- v vi Abstract louse/Blagnac are provided and discussed. Within the summarising discussion of the achieved performance it is concluded that the achieved results confirm the feasibility to conduct approaches and landings down to CAT IIIb based on the GAST D concept. Finally GBAS related topics needing further research are identified. The present work is based on results achieved by the author within the Single European ATM Research Programme (SESAR) for Thales. This work in SESAR contributed to the successful validation of the ICAO standard. Inhaltsverzeichnis Danksagung i Kurzfassung iii Abstract v 1 Einleitung 1 1.1 Einführung in die Thematik . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit . . 2 1.2.1 Stand der Technik der Präzisionsanflugführung . . . . . . . . . . . . 2 1.2.2 Stand der GBAS-Forschung und -Entwicklung . . . . . . . . . . . . 3 1.2.3 Bodengestützte Erweiterung - GBAS: Betriebliche Bedeutung und Möglichkeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4 1.2.4 Forschungsbedarf und Ziel der Arbeit . . . . . . . . . . . . . . . . . 8 1.3 Übersicht über die Arbeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 2 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt 13 2.1 Übersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13 2.2 Allgemeine Beschreibung des GBAS und funktionelle Übersicht . . . . . . 14 2.3 GBAS-Signalverarbeitung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18 2.4 Geforderte Navigationsleistung und Leistungsfähigkeitskriterien . . . . . . 22 2.5 GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22 2.5.1 Definition der nominalen Leistungsfähigkeit . . . . . . . . . . . . . 22 2.5.2 Definition der Protection Level . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26 2.5.3 Behandlung anomaler Fehlerbedingungen . . . . . . . . . . . . . . . 28 2.6 Standardisierungsorganisationen und GBAS-Standardisierungsstand . . . . 28 2.6.1 ICAO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28 2.6.2 EUROCAE . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30 2.6.3 RTCA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31 2.7 Zulassungsaspekte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31 2.7.1 Übersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31 2.7.2 Zulassungsprozess für Bodenausrüstung in Europa . . . . . . . . . . 32 2.7.3 Diskussion des Europäischen Zulassungsprozesses . . . . . . . . . . 34 3 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemar- chitektur 37 3.1 Übersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37 3.2 GBAS-CAT-II/III-Ansätze . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37 3.2.1 Hintergründe der geforderten Sicherheitsniveaus von Systemen zur Durchführung automatischer Landungen . . . . . . . . . . . . . . . 37 vii viii Inhaltsverzeichnis 3.2.2 GBAS-CAT-III-Anforderungen durch Erweiterung der ILS-Äquivalenz in der Positionsebene . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39 3.2.3 Identifizierte Schwierigkeiten durch die Erweiterung in der Positi- onsebene . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO . . . . . . . . . . . . . . . . 42 3.3.1 Betrachtung auf Systemebene . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42 3.3.2 Definition der Schnittstelle der Systemleistungsfähigkeit zwischen Bord und Boden . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 . . . . . . . . 50 3.4.1 Funktionale Übersicht eines GBAS-CAT-III-L1-Bodensubsystems . 50 3.4.2 Beiträge des GBAS-CAT-III-L1-Bodensubsystems zur Systemleis- tungsfähigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 3.4.3 Identifikation betrieblicher Einflüsse auf das CAT-III-L1-Bodensubsystem 55 3.4.4 Umsetzung von CAT-III-L1 in einer Bodensubsystemarchitektur . . 56 4 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems 59 4.1 Übersicht und Definitionen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 60 4.2.1 Erwartbare Leistungsfähigkeit aufgrund des GBAS-Konzeptes . . . 60 4.2.2 Ableitung des Einflusses zeitlich korrelierter GBAS-Messungen . . . 68 4.2.3 Ableitung des Einflusses räumlich korrelierter GBAS-Messungen . . 76 4.2.4 Diskussion des Einflusses der Abweichungen vom erwartbaren Ver- halten auf die nominale Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems . . . 77 4.3 Einflüsse auf die Leistungsfähigkeit und Fehlerausbreitung im Gesamtsystem 79 4.3.1 Fehler im Satellitensubsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79 4.3.2 Fehler entlang des Ausbreitungspfades . . . . . . . . . . . . . . . . 81 4.3.3 Lokale Störungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82 4.3.4 Interne Fehler im Bodensubsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82 4.3.5 Einflüsse auf den Datenrundfunk . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 83 4.4.1 Übersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83 4.4.2 Konstruktive Maßnahmen und Maßnahmen der Ortsaufstellung . . 83 4.4.3 Überdecken der Wahrscheinlichkeitsverteilung (Overbounding) . . . 85 4.4.4 Statisches Maskieren / Ausblenden . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87 4.4.5 Dynamische Anpassung von Integritätsparametern . . . . . . . . . . 88 4.4.6 Überwachungseinrichtungen (Monitoring), Wirkungsweise und Mo- nitorklassen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88 4.4.7 Vergleich der Maßnahmen bezüglich der Auswirkung auf die Leis- tungsfähigkeit des Gesamtsystems . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91 4.5 Übersicht und Diskussion anwendbarer Verfahren im Bodensubsystem . . . 92 4.5.1 Übersicht über anwendbare Verfahren . . . . . . . . . . . . . . . . . 92 4.5.2 Fehler durch hochfrequente Störungen . . . . . . . . . . . . . . . . 93 4.5.3 Berücksichtigung bodensubsysteminterner- und weiterer Fehlerquellen 95 Inhaltsverzeichnis ix 5 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung 97 5.1 Übersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97 5.2 Ionosphärische Einflüsse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97 5.2.1 Bedeutung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS . . . . . . . . . . 97 5.2.2 Charakterisierung und Wirkmechanismen ionosphärischer Einflüsse 99 5.2.3 Berücksichtigung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS CAT-I und daraus resultierendes Verbesserungspotential . . . . . . . . . . . . . 101 5.2.4 Berücksichtigung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS CAT-III L1 106 5.2.5 Verfahren zur Erkennung ionosphärischer Gradienten im Bodensub- system . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110 5.3 Mehrwegeausbreitung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118 5.3.1 Bedeutung von Mehrwegeausbreitungseinflüssen beim GBAS CAT- II/III L1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118 5.3.2 Wirkmechanismen von Mehrwegeausbreitungseinflüssen . . . . . . . 119 5.3.3 Modellierung der Mehrwegeausbreitungseinflüsse . . . . . . . . . . . 126 5.3.4 Modellierung der statistischen Eigenschaften . . . . . . . . . . . . . 130 5.3.5 Maßnahmen zur Berücksichtigung der Mehrwegeausbreitung im Bo- densubsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131 6 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 135 6.1 Definition des Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit . . . . . . . 135 6.1.1 Ansatz der Trennung zwischen Algorithmenvalidierung und Imple- mentierungsverifikation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135 6.1.2 Nachweiskriterien der Stärke der Einflüsse . . . . . . . . . . . . . . 138 6.1.3 Möglichkeiten der messtechnischen Erfassung der Einflüsse . . . . . 141 6.1.4 Vorgehen zur Schätzung der statistischen Parameter . . . . . . . . . 142 6.2 Übersicht über verwendete Simulations- und Auswertungswerkzeuge . . . . 143 6.2.1 Eurocontrol PEGASUS Programmpaket - Bedeutung und Übersicht 143 6.2.2 GBAS Leistungsfähigkeitssimulation . . . . . . . . . . . . . . . . . 143 6.2.3 Werkzeuge zur Unterstützung der GBAS-Datenauswertung . . . . . 146 6.2.4 Automatische Datenaufzeichnung, -transfer und -auswertung . . . . 146 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen . . 147 6.3.1 Verifikationsübersicht . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147 6.3.2 Simulationen und Analysen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149 6.3.3 Laborversuchsreihen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149 6.3.4 Feldmesskampagne mit Kernkomponenten des Bodensubsystems . . 149 6.3.5 Implementierung und Betrieb der CAT-II/III-L1-Prototypenstation am Flughafen Toulouse / Blagnac . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150 6.3.6 Tests am Flughafen Toulouse zu Mehrwegeausbreitungseinflüssen . 153 6.3.7 GAST-D-Systemvalidierung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157 7 Evaluation und Ergebnisse 161 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161 7.1.1 Bestimmung der nominalen Fehleranteile . . . . . . . . . . . . . . . 161 7.1.2 Bestimmung der zeitlich korrelierten Anteile . . . . . . . . . . . . . 166 7.1.3 Bestimmung der räumlich korrelierten Anteile . . . . . . . . . . . . 167 x Inhaltsverzeichnis 7.1.4 Vergleich der angewandten Analyseverfahren . . . . . . . . . . . . . 169 7.1.5 Diskussion der Ergebnisse des nominalen Verhaltens . . . . . . . . . 172 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175 7.2.1 Feldmessergebnisse und Modell des Troposphäreneinflusses . . . . . 175 7.2.2 Ergebnisse und Schlussfolgerungen zum angepassten Konzept . . . . 181 7.2.3 Zusammenfassung der Ergebnisse zur Berücksichtigung anomaler ionosphärischer Störungen beim GBAS GAST-D . . . . . . . . . . . 185 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung . . . . . . . . . . . . . 186 7.3.1 Ergebnisse der Bodentests . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186 7.3.2 Übersicht und Zusammenfassung bordseitiger Ergebnisse . . . . . . 196 7.3.3 Schlussfolgerungen zu Mehrwegeausbreitungseinflüssen . . . . . . . 198 7.4 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten . . . . . . . . . 201 7.5 Zusammenfassende Darstellung der Leistungsfähigkeit auf Systemebene . . 201 7.5.1 Genauigkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201 7.5.2 Integrität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201 7.5.3 Kontinuität . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202 7.5.4 Verfügbarkeit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203 7.6 Schlussfolgerungen zur Leistungsfähigkeit des Einfrequenz-GBAS für CAT- II/III . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205 8 Zusammenfassung und weiterer Forschungsbedarf 207 8.1 Zusammenfassung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 207 8.2 Weiterer Forschungs- und Entwicklungsbedarf . . . . . . . . . . . . . . . . 210 A Berechnung der Satellitenkoordinaten und GPS-Positionslösung 213 A.1 Allgemeine Beschreibung des GPS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213 A.2 Satellitenbasierte Positionslösung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 214 A.3 Projektionsmatrix . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 217 A.4 GBAS Positionslösung an Bord . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218 B Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell 219 B.1 Fehleranteil des Bordsegments . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219 B.2 Fehleranteil des Bodensegments . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220 B.3 Ergänzungen zur Berechnung der GBAS Protection Level . . . . . . . . . . 222 B.4 Zusammenfassung der Ableitung der GAST-D-Monitoranforderung . . . . 224 B.5 Statistische Kenngrößen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225 B.6 Ergänzungen zur Ableitung des Modells der zeitlichen Korrelation . . . . . 228 C Analyse eines codebasierten Monitors zur Überwachung räumlicher Gra- dienten 231 D Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit 233 D.1 Darstellung des Vorgehens zur Algorithmenverifikation am Beispiel der Si- gnaldeformationserkennung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 233 D.2 Mess- und Auswerteverfahren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235 D.2.1 CMC-Analyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235 D.2.2 Zero-Baseline-Analyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238 Inhaltsverzeichnis xi D.2.3 Aspekte der B-Wert Analyse vor dem Hintergrund korrelierter Feh- leranteile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239 E Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests 243 E.1 LOCA Definition . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243 E.2 Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests . . . . . . . 244 F Zusätzliche Ergebnisse 247 F.1 Ergebnisse der Simulatormessungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 247 F.2 Ergänzende Ergebnisse zur nominalen Genauigkeit . . . . . . . . . . . . . . 247 F.3 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten . . . . . . . . . 249 F.4 CAT-III-L1 System mit zusätzlichen Sendestellen des GBAS-Datenrundfunks254 Abbildungsverzeichnis 259 Tabellenverzeichnis 265 Literaturverzeichnis 267 Abkürzungsverzeichnis 285 Kapitel 1 Einleitung 1.1 Einführung in die Thematik Bedingungen mit eingeschränkter Sicht (Low Visibility Conditions) führen gegenwärtig zur Kapazitätsreduktion eines Flughafens, da die Staffelungsabstände anfliegender Flug- zeuge erhöht werden müssen. Diese erhöhten Staffelungsabstände folgen aus dem größeren Schutzzonenbereich, der zur Gewährleistung der Signalintegrität des Instrumentenlande- systems (ILS) unter LVC erforderlich ist. Diese Kapazitätsreduktion lässt sich zukünftig mit GBAS verhindern, da dieses satellitengestützte Präzisionsanflugverfahren mit loka- ler Differentialstation theoretisch keine flugbetrieblich relevanten Schutzzonen benötigt. Daneben bietet GBAS auch eine Reihe weiterer Vorteile, wie z.B. deutlich geringeren Wartungs- und Fluginspektionsbedarf und flexiblere Aufstellung im Vergleich zu konven- tionellen Präzisionsanflugsystemen. Um diese Vorteile betrieblich nutzbar zu machen, ist die Steigerung der Leistungsfä- higkeit (Performance) des Systems zur Durchführung von Anflug- und Landeoperationen gemäß der Kategorien II bis IIIb notwendig. Außerdem ist der Nachweis des Fehlens der flugbetrieblich relevanten Schutzzonen zu erbringen. Die Gewährleistung der Interope- rabilität des Gesamtsystems, bestehend aus Satelliten-, Bord- und Bodensubsystem ist dabei zwingend erforderlich. Die Internationale Zivilluftfahrtorganisation ICAO hat im Mai 2010 ein Systemkonzept als Standardisierungsentwurf herausgegeben, der CAT-IIIb Anflüge mit GBAS unter Nutzung des Globalen Satellitenpositionierungssystems GPS als Kernsystem und nur einer Satellitensignalfrequenz (GPS L1 C/A Code - das sogenannte „Legacy Signal“) ermöglicht [ICA10b]. Weltweit wurden von verschiedenen Einrichtungen, wie Flugsicherungen, Herstellern und Forschungsorganisationen in verschiedenen Programmen Aktivitäten zur Validierung eines Konzeptes für GBAS CAT-II/III basierend auf GPS-Einfrequenzsignalen durchge- führt. Einen Schwerpunkt bildeten dabei die Arbeiten, welche zu einem bedeutenden Teil im von der Europäischen Kommission ins Leben gerufenen Single European Sky ATM Research Programmen (SESAR) gebündelt sind [SJU12], [SJU14] sowie im US NextGen Programm. Für GBAS orientiert sich die geforderte Leistungsfähigkeit an einer geforderten Navi- gationsleistung (Required Navigation Performance-RNP). Diese Navigationsleistung wird anhand von vier Parametern (RNP-Parameter) beschrieben: Genauigkeit: kennzeichnet den Positionsfehler, also die Differenz zwischen der berech- neten und der tatsächlichen Position. Sie wird als Wahrscheinlichkeit dafür, dass der Positionsfehler zu 95% innerhalb vorgegebener Grenzen liegt, angegeben. Verfügbarkeit: charakterisiert die Zeit, in der das System zur Navigation genutzt wer- den kann und zuverlässige Daten liefert. 1 2 Einleitung Kontinuität: beschreibt die Fähigkeit des Systems eine begonnene Operation ohne un- vorhergesehene Unterbrechung auszuführen. Integrität: ein Wert für die Richtigkeit der Informationen, die vom System geliefert werden. Die Integrität beschreibt die Fähigkeit des Systems rechtzeitig und zuver- lässig Warnungen an den Nutzer (Alerts) zu übermitteln, wenn die Richtigkeit der Positionsbestimmung nicht mehr gewährleistet ist. Die besondere Herausforderung für das Bodensubsystem liegt in der Gewährleistung der Integrität und Kontinuität der Schrägentfernungskorrekturen, die zum Flugzeug über- mittelt werden. Die geforderte Integrität liegt in der Größenordnung von 1·10−9/Operation, die Kontinuität des Bodensubsystems und der ausgestrahlten Korrekturinformationen liegt in der Größenordnung von 1 · 10−7/Operation. Auf die Leistungsfähigkeit des (Bo- densub-) Systems wirken äußere und innere Einflüsse ein. Um die Art des Einflusses be- stimmen zu können, sind detaillierte Kenntnisse der Wirkungsweise des GBAS nötig. Um die geforderte Leistungsfähigkeit sicherzustellen, sind die Einflüsse hinsichtlich ihrer Stär- ke und Wirkungsweise im Gesamtsystem quantitativ zu charakterisieren und geeignete Maßnahmen der Fehlererkennung und -abschwächung zu treffen. Im Rahmen der Nachweisführung ist die Erfüllung der Anforderungen, ausgedrückt durch die RNP-Parameter, nachzuweisen. Dieser Nachweis ist nicht unproblematisch, denn während der Nachweis der Genauigkeit mithilfe von Daten eines Tages durchgeführt wer- den kann und somit der Nachweis durch Messung erfolgen kann, ist dieses Vorgehen für den Nachweis der Integrität nicht mehr sinnvoll möglich. Bei der geforderten extrem ge- ringen Wahrscheinlichkeit dafür, dass das Flugzeug außerhalb eines sicheren Bereiches auf der Landebahn aufsetzt, würde der Nachweis durch Messung mehr als 45 Jahre dauern. Es liegt auf der Hand, dass dieses Vorgehen nicht praktikabel ist. Ziel der Arbeit ist daher, neben der Entwicklung eines Bodensubsystemkonzepts zur Gewährleistung der Leistungs- fähigkeit, auch die Entwicklung eines Vorgehens für den Nachweis der Leistungsfähigkeit. Im folgenden wird der Forschungsbedarf dargestellt und die konkreten Fragestellungen, die in dieser Arbeit behandelt werden, abgeleitet. Die Übersicht über die Arbeit ist in Abschnitt 1.3 dieses Kapitels angegeben. 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit 1.2.1 Stand der Technik der Präzisionsanflugführung Das Instrumentenlandesystem ILS stellt derzeit (Stand 2016) nach fast 70 Jahren nach wie vor das verbreitetste Präzisionsanflugsystem dar. Daher sind auch zahlreiche System- darstellungen, wie z.B. in [Men14], in der Literatur verfügbar. Das ILS ist von der ICAO in Annex 10, Vol. 1 standardisiert [ICA06a]. LOC Das ILS hat verschiedene Einschränkungen, die andere Präzisionsanflugsysteme, bzw. neuere Entwicklungen, versuchen zu umgehen: • Geringe Flexibilität in der Definition des Anflugweges und dessen Geometrie: Eine ILS Installation definiert genau einen geradlinigen Endanflug 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit 3 • Geringe Variabilität in der Aufstellung der Systemkomponenten: Bestimmte Flächen an festen Orten bezüglich der Landebahn müssen vorgesehen werden und bestimmte Anforderungen erfüllen. Das stellt nicht notwendigerweise einen Nachteil dar, da die entsprechenden Flächen seit Jahrzehnten als notwendig für den Betrieb anerkannt sind und somit bereits in der Planung (z.B. neuer Flughäfen) berücksichtigt sind. Al- lerdings sind auch die Möglichkeiten auf bereits vorhandene Hindernisse einzugehen, begrenzt. Außerdem sind die Anforderungen an z.B. die Ebenheit der notwendigen Flächen nicht an jedem Flughafen erfüllbar. • Vergleichsweise hoher Wartungsaufwand: ILS erfordert eine regelmäßige Flugver- messung • Hoher Frequenzbedarf: Jede ILS-Installation benötigt zur Unterstützung eines Prä- zisionsanflugverfahrens eine Landekurssender- (Localizer, LOC-) und Gleitwegsender- (Glidepath, GP-) Frequenz mit fester Paarung. Die Frequenznutzung und Kanalan- zahl erschweren v. a. in Europa die Frequenzkoordinierung, was sich begrenzend auf die Erweiterung von Präzisionsanflügen auswirkt [LLM+16]. • Freiflächen zum Schutz der ILS-Signale: Integrität des Kursführungssignals wohnt dem Trägersignal inne. Zum Schutz des Signals sind Freiflächen im Betrieb einzu- halten. Unter LVC führen diese zu höheren Staffelungsabständen, da die Freiflächen für CAT-II/III größer sind, als für CAT-I. Außerdem sind insbesondere für das LOC-Signal mögliche Störungen durch z.B. Gebäude zu beachten • Sensibilität für Umwelteinflüsse: Es erfolgt eine Verringerung der Genauigkeit durch Dämpfung infolge von Umwelteinflüssen (Regen, Schnee), v.a. für den GP • Spezielle Gefahren aufgrund der Signalabstrahlung: Es besteht beim ILS die Gefahr, statt des Hauptsignals auf einer Nebenkeule anzufliegen („False Capture“) Zumindest der unter LVC relevante Nachteil der vergrößerten Schutzzonen („Critical and sensitive zones“) kann mit Breitbasisantennen („Wide Apperture Array Antenna“) verringert werden [THA12]. Dabei wird die Breite des LOC-Antennendiagramms durch zusätzliche Dipolelemente verringert, so dass damit die Schutzzonen verkleinert werden. Allerdings erhöhen sich damit die Anforderungen an die Antennenaufstellung. Einige der Einschränkungen des ILS sollten mit dem Mikrowellenlandesystem („Micro Wave Landing System“, MLS ) vermindert werden. Dieses System fand jedoch keine weite Verbreitung. Vor allem die Federal Aviation Administration, FAA, gab die weitere Entwicklung zugunsten der Satellitennavigation auf. 1.2.2 Stand der GBAS-Forschung und -Entwicklung GBAS ist derzeit für Anflüge bis zur Betriebsstufe I (CAT-I) eingeführt. Das weltweit erste allgemein nutzbare GBAS-CAT-I-Anflugverfahren wurde in Deutschland 2012 im Luftfahrthandbuch veröffentlicht [DFG12]. Daneben sind in Europa GBAS-Verfahren an den Flughäfen Malaga (Spanien), Frankfurt/Main (Deutschland), Zürich (Schweiz) einge- führt [EUR16c]. In Westeuropa zugelassene Verfahren stützen sich dabei auf die System- zulassung der FAA des Bodensubsystems eines US-amerikanischen Herstellers. Daneben ist mittlerweile eine große Anzahl an GBAS-CAT-I-Anflügen in Russland verfügbar. Die Systemzulassung oblag russischen Zulassungsbehörden. 4 Einleitung Ein Systemkonzept, das eine Leistungsfähigkeit zur Durchführung von Anflügen und Landungen bis CAT-IIIb ermöglicht, wurde unter Federführung der USA unter interna- tionaler Beteiligung und in enger Abstimmung mit der ICAO entwickelt und als Ent- wicklungsstandard (draft standard) von der ICAO anerkannt (s. Kapitel 3). Dabei hat die ICAO beschlossen, dass vor einer Annahme des Standards zunächst die erfolgreiche Validierung im Betrieb erfolgen soll ([ICA14]). Daneben sind entsprechende Verfahrens- kriterien zu entwickeln. Entsprechende Arbeiten wurden im SESAR mit kontinuierlichen Beiträgen zum ICAO PANSOPS [ICA06b] durchgeführt [SCS15]. Hierbei ist zu erwähnen, dass die Weiterentwicklung des GBAS Betriebskonzeptes die Möglichkeit der reduzierten Staffelung berücksichtigt [Sma15] 1.2.3 Bodengestützte Erweiterung - GBAS: Betriebliche Bedeutung und Möglichkeiten An dieser Stelle soll zunächst ein Überblick über den Stand der GBAS-Entwicklung und die Möglichkeiten des Systems gegeben werden. Insgesamt lässt sich unterscheiden zwi- schen betrieblichen Möglichkeiten im Zusammenhang mit GBAS und der technischen Umsetzung des Systems. Die betriebliche Unterscheidung lässt sich wie folgt vornehmen: • CAT-I-Anflug: Straight In (ILS Äquivalenz) • CAT-II-Anflug: Straight In mit CAT-I Bodenausrüstung • CAT-I-Anflug: Erweiterte Verfahren • CAT-III-Anflug: Straight In (ILS Äquivalenz) • CAT-III-Anflug: Reduzierte Staffelung Die technische Umsetzung unter Verwendung der Bezeichnungen der GBAS Katego- rien (GBAS Approach Service Type - GAST1 ) gemäß Annex 10 [ICA16b] lässt sich wie folgt darstellen: • GBAS zur Unterstützung von CAT-I: GAST-C • GBAS CAT-I - Erweiterte Verfahren: GAST-C • GBAS CAT-II/III Einfrequenz: GAST-D • GBAS Galileo-Zweifrequenz: GAST-E (voraussichtlich) • GBAS CAT-II/III Mehrfrequenz und Mehrkonstellation: GAST-F (voraussichtlich) GBAS CAT-I „ILS Look Alike“ (GAST-C) GBAS wurde zunächst verfahrenstechnisch als CAT-I-System in ILS-Äquivalenz aus- geführt. Dabei wurde das Konzept des Betriebs eines CAT-I GBAS in Anlehnung an CAT-I-Operationen mit dem Instrumentenlandesystem (ILS) entwickelt [EUR07b]. 1Die SARPs definieren für GBAS Service Level („GBAS Approach Service Type“, GAST). GAST-C unterstützt Anflüge bis CAT-I, GAST-D unterstützt Anflüge bis CAT-IIIb mit entsprechender bordei- tiger Implementierung. D.h., dass sich die Möglichkeit zur Durchführung der entsprechenden Operation aus bord- und bodenseitigen Elementen ergibt. Die bodenseitigen Komponenten werden dabei über die „GBAS Facility Classification“, GFC gekennzeichnet. Die Kennzeichnung, dass ein entsprechender Dienst vom Bodensubsystem ermöglicht wird, geschieht über den „Facility Approach Service Type“, FAST . Wei- tere Informationen gibt das Guidance Material, Att. D 7.1 der draft SARPs [ICA10b] 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit 5 Um die sichere Durchführung von GBAS-Anflügen durchzuführen, war es notwendig, Annahmen für die Fehlerkomponenten zu treffen. Die Anforderungen an das Navigati- onssystem wurden in Anlehnung an die vergleichbaren Eigenschaften des ILS getroffen. Diese Entwicklung der Definition von GBAS zur Durchführung von Anflügen nach CAT-I vollzog sich von ca. 1998 bis 2004. Der wesentliche Punkt ist dabei das Konzept angularer Grenzen des Anflugpfades, wie sie von ILS-Anflügen bekannt sind. Damit ist die Aufenthaltswahrscheinlichkeit des Flugzeugs entlang des Anflugpfades äquivalent zu der mit ILS und auch die Hindernisfrei- flächen etc. bleiben wie unter ILS (s. Diss Dörries [Dör04] und [Sch04]). Dieses Konzept wird im Allgemeinen als „ILS-look-alike“-Konzept bezeichnet. Somit ist auch die geforder- te Navigationsleistung des CAT-I GBAS mit der des CAT-I ILS vergleichbar. Technisch bedeutet das, eine Auslegung der Leistungsfähigkeit basierend auf Genauigkeitsanforde- rungen des ILS2. Unter der Annahme, dass die den FTE bestimmende Regelgüte des Flugregelsystems, bzw. des Piloten identisch ist, konnte angenommen werden, dass auch die Aufenthaltswahrscheinlichkeiten des Flugzeugs identisch mit denen des ILS sind. Die Vorteile dieses Vorgehens liegen vor allem in einer einfacheren Implementierung, da viele Gemeinsamkeiten mit dem ILS existieren. Damit verbunden sind u.a. geringere Verän- derungen der (bordseitigen) Infrastruktur, verringerte Trainingskosten für Piloten und Fluglotsen, aber auch eine einfachere Zulassung der Verfahren, gegenüber einem vom ILS unabhängigen Vorgehen zur System- und Verfahrensdefinition. In Deutschland wurde das weltweit erste GBAS-CAT-I-Anflugverfahren mit 200 ft Entscheidungshöhe 2012 im Luftfahrthandbuch (AIP) veröffentlicht. Ein wesentlicher Vorteil des GBAS ergibt sich daraus, dass eine GBAS-Bodenstation in der Lage ist, die Anflugdaten für mehrere Anflüge auszustrahlen. Daraus ergibt sich im Vergleich zu ILS ein verringerter Bedarf an VHF-Frequenzen und verringerte Betriebskos- ten durch den Einsatz des GBAS, wenn entsprechend ILS-Anlagen zurückgebaut werden. Im Zusammenhang mit dem ILS traten in der Vergangenheit Fälle auf, bei denen nicht die Hauptkeule des Landekurssenders erflogen wurde, sondern eine Nebenkeule etwa 8° - 10° neben dem Landekurs („False Capture“), [Lac10] und [EUR16b]. Dieses ist mit dem GBAS unmöglich. Erweiterte Verfahren mit GBAS CAT-I Die GBAS-Systemkonzeption beinhaltete von Anfang an die Möglichkeit, Anflugver- fahren jenseits der Möglichkeiten des ILS durchzuführen. Dies umfasst: • Führung im Anflugbereich, Positioning Service • Gekrümmte Anflüge • Verschiedene Anflüge, die von einer Station bereitgestellt werden Die Auslegung des GBAS berücksichtigte zunächst auch einen Dienst, mit dem das Flugzeug lediglich seine eigene Positionslösung aufwertet und damit in die Lage versetzt wird im Anflugbereich zu navigieren (Positioningservice). Mit diesem Dienst ergibt sich jedoch eine gravierende Veränderung der Leistungsanforderungen: Die Güte der Posi- tionslösung hinsichtlich der Fehlergrenzen entspricht weitestgehend der für den CAT-I- Endanflug und so wurden die Werte des Positionsfehlers übernommen. Allerdings ergibt 2Die Auslegung erfolgte für den im Annex 10 [ICA96] definierten ILS Punkt C 6 Einleitung sich eine deutliche Steigerung der geforderten Integrität, da die Dauer der Operation nun nicht mehr die Dauer des Anfluges (150 s) sondern eine Stunde beträgt. Zusätzlich stellte sich heraus, dass die Größe der maximalen ionosphärischen Laufzeitverzögerung zwischen Nutzer und Bodenstation in seltenen Fällen erheblich größer sein kann als zulässig. Eine zahlenmäßige Auslegung ist jedoch schwierig, da zwar bekannt ist, dass die maximalen Störungen selten auftreten, jedoch nicht wie selten. Daher muss konservativ vom Vorhan- densein des größtmöglichen Gradienten zu jedem Zeitpunkt ausgegangen werden. Näheres zur Thematik der ionosphärischen Gradienten wird in Kapitel 5 vor dem Hintergrund der Endanflugführung dargelegt. Würde man nun diesen größtmöglichen Gradienten versu- chen mit den Mitteln der GBAS-Bodenstation über die ausgestrahlten Integritätsinfor- mationen zu überdecken, bliebe keine ausreichende Verfügbarkeit mehr. Da die Führung im Anflugbereich zunächst auch mit anderen Mitteln möglich ist, bestand für den Posi- tioning Service keine betriebliche Notwendigkeit, weshalb entsprechende Arbeiten hinter Arbeiten an der CAT-III-Fähigkeit zurückgestellt wurden. Die GBAS-Konzeption in den USA sah zunächst auch die Einführung von Flugweg- daten für gekrümmte Flugwege vor, die dann auf bestimmte Endanflugsegmente geführt werden. Der Hintergrund war die in den 1990er Jahren noch nicht vorhandene Möglich- keit von Navigation basierend auf Leistungsfähigkeitsanforderungen (Performance Based Navigation, PBN bzw Required Navigation Performance, RNP) inkl. entsprechender Luftraumdefinition. Deshalb wurde von der ein Format für Flugwegdaten im Anflugbe- reich (Terminal Area Path, TAP ) definiert. Mit RNP und PBN besteht dafür keine Notwendigkeit mehr. Die TAP wurden von der ICAO auch nicht standardisiert und ih- re Standardisierung wurde zurückgestellt, bis sich eine betriebliche Notwendigkeit mit entsprechendem Betriebskonzept ergibt (s. [ICA13]). Der Weg, über den gekrümmte Anflüge mit GBAS umgesetzt werden sollen, wäre der Übergang aus einem RNP-Anflug. Arbeiten dazu wurden u.a. im Rahmen des Single European ATM Research Programms (SESAR) in den operationellen GBAS-Projekten (P06.08.05, P06.08.08) und im Rahmen eines Demonstrationsprojektes mit Linienmaschi- nen (Large Scale Demonstration Projekt AAL (Advanced Approaches to Land)) an ver- schiedenen Flughäfen durchgeführt. Die Arbeiten hatten zum Ziel, GBAS im Zusammen- hang mit dem Übergang von RNP-Anflügen (mit lateraler Führung und barometrischer Höhenmessung) auf einen GBAS-CAT-I-Endanflug zu ermöglichen. Die Möglichkeit, Endanflugdaten für verschiedene Endanflüge zu übermitteln, macht GBAS als Technologie zur Umsetzung von zusätzlichen Anflügen mit steilerem Anflugwin- kel, versetzter Schwelle oder segmentierter Anflüge interessant. Beiträge aus den SESAR- Projekten wurden auch hierzu von den genannten Projekten erarbeitet. Ferner sei auf die Erforschung der erweiterten Verfahrensmöglichkeiten mit GBAS in R. Geister, [Gei12] hingewiesen. Durchführung von CAT-II-Anflügen unter Nutzung einer GAST-C-GBAS- Station Die insgesamt konservative Auslegung der Leistungsfähigkeit von GBAS GAST-C zeig- te Potential auf, die entsprechende Bodeninfrastruktur auch zur Durchführung von CAT- II-Anflügen zu verwenden. Untersuchungen in diese Richtung wurden an der TU Berlin in Zusammenarbeit mit Eurocontrol durchgeführt. Ein Thema der Untersuchung war dabei der mögliche Einfluss der bereits erwähnten ionosphärischen Störungen [BLSGP11]. Diese 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit 7 werden in Zusammenhang mit ionosphärischen Einflüssen auf GBAS in Kapitel 5 vorge- stellt. Die technische Möglichkeit der Unterstützung von CAT-II Anflügen unter Nutzung einer CAT-I Bodenstation ist in [Hon17]) dargestellt. GBAS CAT-II/III L1 (GAST-D) Die Möglichkeit, mit GBAS Anflüge und Landungen bis CAT-IIIb so wie mit ILS auch, durchzuführen, wird als essentiell für den Systemerfolg angesehen. Denn nur so lässt sich demonstrieren, dass die Technologie tatsächlich in der Lage ist, einen Ersatz für das ILS darzustellen. Arbeiten an der konzeptionellen Weiterentwicklung, basierend auf der Nutzung von GPS als Kernsystem und unter Nutzung des „legacy“ Signals auf der L1-Band-Frequenz 1575 MHz, dem GPS-C/A-Code, wurden auf Treiben der USA in enger Abstimmung mit der ICAO von ca. 2005 bis 2010 durchgeführt3. Im Mai 2010 wurde von der ICAO beschlossen, das Konzept im Betrieb zu validieren [ICA14]. Diese Validierungsphase soll- te ursprünglich Ende 2014 abgeschlossen sein. Wie noch dargestellt wird, war es nötig, Konzeptanpassungen vorzunehmen und die Validierung bis Ende 2016 auszudehnen. Die vorliegende Arbeit thematisiert genau die Weiterentwicklung und Validierung zur CAT- III-Fähigkeit basierend auf dem GPS-L1-C/A-Signal. Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept wird im folgenden Kapitel 3 vorgestellt. GBAS II/III L1 mit reduzierter Staffelung Die CAT-III-Fähigkeit des GBAS ist auch deshalb von Interesse, da erwartet wird, dass GBAS aufgrund seiner technischen Eigenschaften eine Berücksichtigung der flugbe- trieblichen Beachtung von Schutzzonen wie beim ILS überflüssig macht. Eine GBAS- Bodenstation weist eine größere Flexibilität in der Aufstellung gegenüber einer ILS- Installation auf. Für das ILS sind die Installationsorte für Gleitwegsender und Lande- kurssender streng an die Landebahn gebunden. Demgegenüber lässt die Aufstellung einer GBAS-Bodenstation mehr Freiheit zu. Durch die flexiblere Aufstellung und durch verklei- nerte Flächen zur Berücksichtigung von Mehrwegeausbreitungseffekten entfällt idealerwei- se die Berücksichtigung von „Localizer Sensitive Areas“, also Freiflächen zum Schutz des ILS-Landekurssenders (Localizer). Müssen diese Restriktionen nicht mehr beachtet wer- den, kann damit gerechnet werden, dass mit Einführung des Betriebes unter CAT-II/III Bedingungen und reduzierter Staffelung kapazitive Verbesserungen möglich sind. Der Nachweis des Fehlens dieser flugbetrieblich relevanten Schutzzonen ist ebenfalls Thema dieser Arbeit und wird insbesondere in den Kapiteln 5 (Modellierung), 6 (Durch- führung der Validierung) und 7 (Ergebnisse) behandelt. Parallel wurden in SESAR Arbeiten zur Definition des Betriebskonzeptes mit redu- zierter Staffelung unter LVC ([Sma15]) und dessen Validierung ([FCW+15]) durchgeführt. GBAS zur Unterstützung von CAT-II/III unter Nutzung mehrerer Satelliten- systeme und verschiedener Satellitensignalfrequenzen (GAST-E & -F) Die Einbindung zusätzlicher Satellitenkernsysteme und die Nutzung zusätzlicher Sa- tellitensignale („Multi Constellation / Multi Frequency“, MC/MF) zielt darauf ab, die Systemnutzbarkeit im Hinblick auf Robustheit und Flexibilität zu erweitern. Dem lie- gen Überlegungen zugrunde, auch den evtl. Ausfall von Satellitenkonstellationen ohne 3Eine Übersicht über das GPS ist in Anhang A angegeben. 8 Einleitung betriebliche Einschränkungen verkraften zu können. Außerdem erlaubt es eine bessere Behandlung ionosphärischer Störungen mit, so dass insbesondere in äquatorialen Regio- nen, in denen Störungen durch die Ionosphäre stärker ausgeprägt und häufiger sind, eine erhöhte Systemverfügbarkeit erwartbar ist. Die Arbeiten an entsprechenden Konzepten haben ebenfalls in SESAR begonnen und zu möglichen Konzeptoptionen geführt. Um die erwarteten Verbesserungen umsetzen zu können, sind während der Konzeptentwicklung eine Reihe von Abhängigkeiten und Nebenbedingungen zu beachten. Dazu kommt, dass mit den neuen Konstellationen (Galileo) und den neuen Signalen (GPS L5 und Galileo E1 & E5a) bislang wenig Erfahrungen im Betrieb vorliegen, so dass auch die Charakterisie- rung möglicher Veränderungen in den Fehlermodi der Satelliten noch nicht erschöpfend geklärt sein können. 1.2.4 Forschungsbedarf und Ziel der Arbeit Forschungsbedarf Wie vorstehend erwähnt, erfordert die Annahme des technischen CAT-II/III-Standards durch die ICAO die Konzeptvalidierung im Betrieb. D.h. es ist zunächst nachzuweisen, dass das vorgesehene Konzept tatsächlich die Durchführung von Präzisionsanflügen und -landungen mit den erhofften betrieblichen Vorteilen ermöglicht. Dazu ist das Konzept in entsprechenden Prototypen umzusetzen und der Nachweis der Leistungsfähigkeit zu erbringen. Dazu sind Bord- und Bodenprototypen zu entwickeln, die jeweils eine Leistungsfähigkeit in Übereinstimmung mit dem Konzept der Leistungsfähig- keit des Gesamtsystems bieten. Im Rahmen des Europäischen Luftfahrtforschungsvorha- bens SESAR wurden entsprechende Arbeiten in enger Abstimmung mit dem Navigation System Panel der ICAO durchgeführt. Im Rahmen seiner Tätigkeit als Systemarchitekt bei einem Hersteller von Funknavigationssystemen für Flugsicherungen war der Verfasser an relevanten GBAS-CAT-III-Forschungsvorhaben beteiligt. Die Arbeit basiert auf Ergebnissen, die vom Verfasser im SESAR GBAS-CAT-II/III- L1-System- und Bodensubsystemprojekt (P15.03.06, dessen technische Leitung der Verfas- ser innehatte) und nationalen Luftfahrtforschungsprojekten, wie z.B. LuFo IV LINA und HETEREX, sowie als technischer Berater beim ICAO Navigation System Panel (NSP) im Rahmen der Validierung des ICAO Annex 10 GBAS-CAT-III-L1-Standards gewonnen wurden. Ziel Die Arbeit behandelt die Auslegung und Validierung der Leistungsfähigkeit eines GBAS-CAT-II/III-L1-Bodensubsystems. Ziel der Arbeit ist es, primär Antworten auf folgende Fragen zu geben: Unterstützt das Bodensubsystem Anflug- und Landeoperationen gemäß Betriebsstufe CAT-IIIb? Sind die technischen Voraussetzungen zum Erreichen der betrieblichen Vorteile, v.a. im Hinblick auf die reduzierte Staffelung, gegeben? Daraus resultieren folgende Einzelfragestellungen: 1. Welche Rahmenbedingungen gelten für eine spätere Überführung eines GBAS-Bo- densubsystems in den Einsatz (Zulassung) in Europa? 1.2 Ableitung des Forschungsbedarfs und Beiträge der vorliegenden Arbeit 9 2. Wie lässt sich die geforderte Leistungsfähigkeit des Bodensubsystems erreichen? 3. Welche Änderungen ergeben sich hinsichtlich der Systemarchitektur des GBAS- CAT-III-Bodensubsystems im Vergleich zu CAT-I? 4. Wie sind die technischen Eigenschaften von CAT-III-Bodensubsystemen bei der betrieblichen Nutzung zu beachten? 5. Existieren Besonderheiten des Systemverhaltens eines Einfrequenz-GBAS-CAT-III und wie sind diese im Systemzusammenhang zu beachten? 6. Welche Einflüsse auf die Systemleistungsfähigkeit existieren und wie lassen sie sich so berücksichtigen, dass die geforderte Leistungsfähigkeit erreicht wird? 7. Wie lässt sich nachweisen, dass die Leistungsfähigkeit des Bodensubsystems erreicht ist? 8. Lässt sich die geforderte Leistungsfähigkeit erreichen? Vorgehen Die Beantwortung dieser Fragestellungen stützt sich auf die Entwicklung und Untersu- chungen des Prototyps eines GBAS-CAT-III-L1-Bodensubsystems. Die Untersuchungen wurden mittels Analysen, Simulation, in Labortests, mit Feldmessreihen und im betrieb- lichen Umfeld am Flughafen Toulouse / Blagnac durchgeführt. Beiträge Die Arbeit beinhaltet folgende vom Verfasser erzielten ingenieurstechnischen Erkennt- nisse: 1. Erkenntnisse zur Bodensubsystemarchitektur für CAT-III: Ein Prototyp- system wurde entwickelt und im Labor und Feld erprobt. Der Verfasser hat die Systemarchitektur, v.a. die Algorithmenarchitektur, definiert, sowie die Verifikati- onsaktivitäten geleitet. Die dabei gewonnenen Erkenntnisse sind dargestellt. 2. Erweiterung der systemtheoretischen Beschreibung des GBAS: Durch die höhere geforderte Leistungsfähigkeit ergeben sich Veränderungen im nominalen Ver- halten des GBAS. Insbesondere ist die Annahme, dass die Fehleranteile der Schräg- entfernungskorrekturen des Bodensubsystems zwischen den Referenzantennen un- korreliert sind, unzutreffend. Um dem Rechnung zu tragen wurde der Einfluss no- minaler Korrelation im System abgeleitet. Dies umfasst die Korrelation zwischen den Bodenreferenzantennen, aber auch die zeitliche Korrelation der Beobachtungsgrö- ßen. Die Ursachen sind aufgezeigt und es erfolgte die Darstellung des Einflusses der Korrelation als Erklärung für die verringerte Effektivität der Trägerphasenglättungs- funktion und die verringerte Effektivität der Mittelung der Korrekturinformationen über die Referenzantennen des Bodensubsystems. Der sich aus der statistischen Ab- hängigkeit der GBAS-Messgrößen ergebende Einfluss auf die Leistungsfähigkeit des Systems wurde abgeleitet. 3. Entwicklung einer Nachweis- und Validierungsmethodik für die Leistungs- fähigkeit eines GBAS CAT-III: Es wird ein Vorgehen basierend auf der Tren- nung von Algorithmenvalidierung und Implementierungsvalidierung vorgeschlagen. 10 Einleitung 4. Ableitungen zur Behandlung ionosphärischer Fehler: Der bedeutendste inte- gritätsbedrohende differentielle Fehler bei GBAS-CAT-II/III-L1 resultiert aus lokal unterschiedlichen ionosphärischen Verhältnissen zwischen Bord und Boden. Auf- grund von Langzeitfeldmessungen mit Prototypsystemen erfolgte eine Neudefinition und erneute Validierung der Schutzmaßnahmen kurz vor geplantem Abschluss der Validierung. Der Verfasser hat das Modell zur Analyse der identifizierten Störein- flüsse maßgeblich abgeleitet. Ergebnisse mit dem angepassten Konzept für Toulou- se/Blagnac wurden abgeleitet und sind dargestellt. 5. Behandlung von Mehrwegeausbreitungsfehlern und Nachweis des Feh- lens flugbetrieblich relevanter Schutzzonen: Dieser Einfluss stellt den größ- ten Fehleranteil im GBAS dar und ist nicht differentiell korrigierbar. Der Nachweis hinreichend wirksamer Schutzmaßnahmen zur Begrenzung von Mehrwegeausbrei- tungsfehlern ist Voraussetzung zur Erreichung der geringeren Staffelungsabstände. Es wird gezeigt, dass im Betrieb, bei sachgerechter Aufstellung, keine flugbetrieblich relevanten Schutzzonen benötigt werden. Für die Ableitung der Bodenintegritäts- parameter wurde ein neuer extremwertbasierter Ansatz untersucht. 6. Erkenntnisse zur GBAS-CAT-II/III-L1-Leistungsfähigkeit: Verfahren der messtechnischen Erfassung der Einflüsse auf die Systemleistungsfähigkeit wurden definiert und angewandt. Im Ergebnis wurden Aussagen über die GBAS-GAST-D- Leistungsfähigkeit aus Langzeitbeobachtungen eines GBAS-CAT-III-Bodenstations- prototypen am Flughafen Toulouse getroffen. 1.3 Übersicht über die Arbeit Die Struktur der Arbeit orientiert sich an den identifizierten wissenschaftlichen Fragestel- lungen. In Kapitel 2 wird das grundlegende GBAS-Konzept zur Erzielung der Leistungsfähig- keit mit GBAS vorgestellt. Vor dem Hintergrund der Frage nach der späteren Überführung in den Betrieb, die ja das endgültige Ziel der Forschung am GBAS darstellt, wird eine Übersicht über die GBAS-Standardisierung als Grundlage der Erarbeitung von Zulas- sungskriterien gegeben. Der Zulassungsprozess für Bodenausrüstung in Europa wird im Anschluss dargestellt und damit verbundene Schwierigkeiten identifiziert und diskutiert. In Kapitel 3 werden Hintergründe der Leistungsanforderungen für Präzisionsanflüge bis CAT-IIIb dargestellt, Ansätze zur Definition der Anforderungen an ein CAT-III-GBAS identifiziert und diskutiert, sowie das umgesetzte GBAS-CAT-III-Konzept vorgestellt. Die Darstellung erfolgt vor dem Hintergrund der Frage, wie die Leistungsfähigkeit erreicht werden kann. Im Anschluss erfolgt die Ableitung der Bodensubsystemarchitektur zur Unterstützung dieses Konzepts, um die Frage nach Änderungen in der Bodensubsyste- marchitektur zu beantworten. Gegenüber einem GBAS für CAT-I sind Erweiterungen im Bodensubsystem zur Erzielung der geforderten Leistungsfähigkeit notwendig. Insbeson- dere sind geringere Rauschniveaus der GBAS-Korrekturen erforderlich. Die erforderlichen Erweiterungen werden analysiert und beschrieben. Diese Darstellungen erfolgen auch vor dem Hintergrund die Frage zu beantworten, welche betrieblichen Veränderungen sich er- geben. In Kapitel 4 wird die Leistungsfähigkeit eines GAST-D-Bodensubsystems analysiert. 1.3 Übersicht über die Arbeit 11 Damit widmet sich das Kapitel der Frage nach Besonderheiten des Systemverhaltens eines Einfrequenz-GBAS-CAT-III. Dabei zeigt sich, dass infolge des geringeren Rauschniveaus das nominale Verhalten von den theoretischen Annahmen abweicht. Daher werden erwei- terte Modelle zur Charakterisierung des nominalen Verhaltens abgeleitet. Anschließend werden die relevanten Einflüsse, die zum gestörten Verhalten führen, dargestellt. Metho- den ihrer Behandlung werden identifiziert, analysiert und verglichen. Dieser Teil widmet sich der Frage, welche Einflüsse auf die Systemleistungsfähigkeit existieren und wie sie sich so berücksichtigen lassen, dass die geforderte Leistungsfähigkeit erreicht wird. Kapitel 5 behandelt die Berücksichtigung der ionosphärischen Einflüsse und der Ein- flüsse infolge Mehrwegeausbreitung beim GBAS. Die Kontrolle von Einflüssen infolge von Mehrwegeausbreitung ist essentielle Basis für das Fehlen flugbetrieblich relevanter Schutz- zonen des GBAS und ist damit die Grundlage der Möglichkeit des Betriebs mit reduzierter Staffelung unter Bedingungen mit eingeschränkter Sicht. Anomale ionosphärische Störun- gen stellen die größte Integritätsbedrohung des GBAS dar. Ihre Kontrolle stellt unter Verwendung nur einer Satellitensignalfrequenz eine besondere Herausforderung dar. Die- se Einflüsse werden eingehend analysiert und Modelle zu ihrer Charakterisierung sowie Schutzmaßnahmen abgeleitet. Es erfolgt jeweils zunächst die Ableitung der Bedeutung sowie die Charakterisierung der Einflüsse für GBAS und ihre Modellierung und die Dar- stellung anwendbarer Schutzmaßnahmen. Damit geht das Kapitel eingehender auf die Frage nach den Möglichkeiten der Fehlerbehandlung ein. Kapitel 6 widmet sich der Frage, wie die Leistungsfähigkeit nachgewiesen werden kann. Es wird ein Ansatz zur Nachweisführung, basierend auf der Trennung der Verifikation der Leistungsfähigkeit der Algorithmen und der Verifikation ihrer Implementierung für GBAS CAT-III abgeleitet und das Vorgehen der Verifkation des hier behandelten Prototypsys- tems dargelegt. Die erzielten Ergebnisse der Leistungsfähigkeit werden in Kapitel 7 dargestellt und be- antworten schließlich die Frage, ob die erforderliche Leistungsfähigkeit zur Durchführung von Anflügen und Landungen bis CAT-IIIb mit GBAS erreicht werden können. Kapitel 8 fasst die Ergebnisse zusammen und identifiziert Themen für weiterführende Forschung am GBAS. Ergänzende und vertiefende Informationen sind in den Anhängen angegeben. Anhang A erläutert das GPS und erläutert die bordseitige Positionslösung. Details zum GBAS- Fehlermodell sind in Anhang B enthalten. Anhang C ergänzt die Möglichkeiten der Feh- lerbehandlung, um die Analyse eines code-basierten-Verfahrens zur Erkennung ionosphä- rischer Störungen. Nähere Erläuterungen und Details zu den Verfahren zum Nachweis der Leistungsfähigkeit sind in Anhang D angegeben. Zusätzliche Informationen zur Durch- führung der Tests zum Nachweis des Fehlens der flugbetrieblich relevanten Schutzzonen sowie Angaben zu den erforderlichen Schutzzonen des GBAS, gibt Anhang E. In Anhang F sind zusätzliche Ergebnisse enthalten, die das Bild der Verifikation der Leistungsfähig- keit des GAST-D-GBAS ergänzen. Auf die Anhänge wird an entsprechender Stelle in den jeweiligen Kapiteln verwiesen. Kapitel 2 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt 2.1 Übersicht In diesem Kapitel wird GBAS als System zur Präzisionsanflugführung vorgestellt. Satelli- tennavigation bietet in der Luftfahrt weite Anwendungsmöglichkeiten und ist als kritische Infrastruktur erkannt. In Zukunft werden sich mehrere Satellitensysteme parallel nutzen lassen. Derzeit sind von der ICAO GPS und das russische Satellitennavigationssystem GLONASS standardisiert. In Russland ist die parallele Nutzung beider System bereits Stand der Technik. Die Standardisierung von Galileo und Beidou ist absehbar. In dieser Arbeit wird vorrangig das GPS und die Erweiterung zur Durchführung von Präzisionsan- flügen und -landungen bis CAT-IIIb betrachtet. Die Nutzung der Satellitennavigation (und hier vor allem GPS) hat die Positions- bestimmung an Bord und die Verfahren der Flugzeugführung gravierend verändert. Al- lerdings ist die Leistungsfähigkeit von GPS nicht ausreichend für die Verwendung im Luftverkehr als alleiniges Mittel der Navigation. Während die Genauigkeit für Anwen- dungen im Streckenflug bis zum Übergang an das (End-) Anflugsegment ausreicht, ist die Integrität des GPS nicht ausreichend und muss daher zusätzlich überwacht werden. Die möglichen Verfahren sind in [ICA06a] angegeben und sind nachfolgend kurz dargestellt: • Mit bordseitiger Erweiterung: Aircraft Based Augmentation System, ABAS • Mit Satellitenbasierter Erweiterung: Satellite Based Augmentation System, SBAS • Mit bodenseitiger Erweiterung: Ground Based Augmentation System, GBAS Kennzeichen aller Erweiterungen ist vor allem die Erhöhung der Integrität des GPS. Zusätzliche Verbesserungen der Genauigkeit ergeben sich vor allem beim SBAS und beim GBAS. Die bislang einzig absehbare Satellitennavigationstechnologie für Präzisionsanflüge- und Landungen bis CAT-IIIb stellt GBAS dar und wird daher im Folgenden ausschließlich betrachtet. Die bodenseitigen Erweiterungen (GBAS) basieren auf der Nutzung von Differential- korrekturen, d.h. dass das Bodensubsystem Schrägentfernungskorrekturen an das Luft- fahrzeug übermittelt. Die Berechnung der Schrägentfernungskorrekturen erfolgt am Bo- den basierend auf der genau bekannten Position der Referenzantennen. Mit Hilfe der Schrägentfernungskorrekturen können die an Bord des Flugzeugs gemessenen Schrägent- fernungen verbessert werden, so dass sich eine verbesserte Positionslösung ergibt. Da- neben überträgt das Bodensubsystem Informationen zur Integrität der Satellitensignale sowie Informationen des Anflugweges. Die Informationen werden dem Luftfahrzeug über einen VHF-Datenrundfunk („VHF Data Broadcast“, VDB) übermittelt. Dabei handelt 13 14 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt es sich um einen Rundfunk, d.h. es erfolgt eine Ausstrahlung an alle Nutzer im Emp- fangsbereich. Damit existiert keine Begrenzung der Nutzerzahl aufgrund des Empfangs der Bodensignale. Einen Vorläufer des GBAS stellt das SCAT-I dar, da es sich um ein Private Use System mit aufeinander abgestimmter Hardware handelt, ist es nicht im ICAO Annex 10 standar- disiert. Die RTCA hat 1993 einen Ausrüstungsstandard DO-217 [RTC93] definiert. Das in den 1990er Jahren entwickelte SCAT-I verwendet ebenfalls ein differentialkorrigierendes Verfahren mit lokaler Referenzstation. Typischerweise werden zwei Referenzstationen ver- wendet, um Fehler im Bodensubsystem erkennen zu können („Fail-Passive“). Bestimmte technologische Details, wie das differentialkorrigierende Verfahren und die Übermittlung von Korrekturen über einen VHF Datenlink mit „Differential 8-Phase Shift Keying“, D8PSK, wurden für das GBAS übernommen. SCAT-I ist in Norwegen für Anflüge mit vertikaler Führung betrieblich eingeführt (Zulassung um 2007) [FLHH08]. Im Folgenden erfolgt die technische Beschreibung des GBAS. Die allgemeine Be- schreibung in Abschnitt 2.2 und Darstellung der Signalverarbeitung in Abschnitt 2.3 gilt für CAT-I- und CAT-III-GBAS. Die Erläuterung des GBAS-Leistungsfähigkeitskonzepts in Abschnitt 2.5 erfolgt zunächst für GBAS zur Durchführung von CAT-I-Anflügen. Die entsprechenden Erweiterung zur Durchführung von Anflügen bis CAT-IIIb sind Be- standteil von Kapitel 3. Zuvor erfolgt in Abschnitt 2.6 eine Übersicht über die GBAS- Standardisierung als Grundlage der Erarbeitung von Zulassungsgrundlagen. Der Zulas- sungsprozess für Bodenausrüstung in Europa wird in Abschnitt 2.7 dargestellt, damit verbundene Schwierigkeiten identifiziert und diskutiert. 2.2 Allgemeine Beschreibung des GBAS und funktionelle Übersicht Die allgemeine Beschreibung des GBAS folgt der Darstellung in den generellen Betriebs- konzepten (SESAR GAST-D Concept of Operations [LSA+12] und FAA CONOPs [FB16]). GBAS ist ein Präzisionsanflugsystem unter Nutzung von GNSS-Signalen und besteht aus den drei Subsystemen1 Satellitensubsystem, Bodensubsystem und Bordsubsystem. GBAS erweitert den GPS Standard Positioning Service (SPS, s. [US08])2 und zu- künftig weitere Kernsysteme) um die Leistungsfähigkeit zur Unterstützung aller Anflug- und Landephasen für alle Nutzer innerhalb des Abdeckungsgebietes. Dazu übermittelt es GPS-L1-C/A-Schrägentfernungskorrekturen („Pseudo-Range Corrections“, PRC) und Koordinaten zur Bestimmung des Anflugweges der bordseitigen Kursführung mit der nö- tigen Integrität und Kontinuität, wie im ICAO Annex 10 [ICA06a] angegeben. GBAS soll Präzisionsanflüge nach CAT-I, II, III inkl. Autoland-Unterstützung und laterale Führung entlang der Landebahn unterstützen. Die Reichweite, in dem die Leistungsfähigkeit des ausgestrahlten Signals („Signal in Space“, SIS) erreicht wird, beträgt für einen Standard GBAS-Präzisionsanflug 23 Nautische Meilen3 („Nautical Miles“, NM) [FB16]. Mit einer 1In ICAO [ICA06a] werden diese als Elemente bezeichnet 2Gemäß ICAO Standard ist ebenfalls die Nutzung des russischen GLONASS möglich. Im Rahmen dieser Arbeit beschränkt sich die Betrachtung auf GPS. 3Diese Angabe basiert auf der omnidirektionalen Abdeckung ausgehend vom GBAS-Referenzpunkt („GBAS Reference Pont, GRP), also dem Punkt, auf den sich die PRC beziehen. Annex 10 [ICA06a] empfiehlt omnidirektionale Abdeckung und schreibt Abdeckung entlang der Anfluggrundlinie mit einer Reichweite von 20 NM, bzw. 37 km vor. 2.2 Allgemeine Beschreibung des GBAS und funktionelle Übersicht 15 unteren Abdeckung ansteigend mit ca. 1° und einer oberen Abdeckung von 10000 ft (3000 m), wird so ein „Service“-Volumen definiert, innerhalb dessen die Leistungsfähigkeit ge- geben sein muss. Die ICAO hat für GBAS das „GAST“-Klassifikationsschema eingeführt, das Service- Level mit Klassen von Bord- und Bodenausrüstung verbindet (s. Kapitel 2). Demnach ermöglicht GAST-C Anflüge bis zu CAT-I-Minima. GAST-D erlaubt Anflüge entspre- chend CAT-I, CAT-II und CAT-III bis CAT-IIIb-Bedingungen unter der Voraussetzung einer geeigneten Leistungsfähigkeit der flugzeugseitigen Integration. GAST E & F sind für zukünftige Erweiterungen zu MC/MF vorgesehen. Die drei Subsysteme des GBAS sind in Abbildung 2.1 gezeigt. Abbildung 2.1: Übersicht über das GBAS • Satellitensubsystem: Dieses ermöglicht die Bestimmung von Schrägentfernungen zu den Satelliten. Schrägentfernungsmessungen werden vom Bodensubsystem sowie vom Bordsubsystem vorgenommen. Im Rahmen dieser Arbeit wird das GPS L1 C/A Signal betrachtet. • Bodensubsystem: Es besteht aus den GPS Referenzantennen und -empfängern, der Datenverarbeitungseinheit und der VDB-Sendestelle. Zusätzliche Sendestellen sind optional möglich und werden in Anhang F betrachtet. Das Bodensubsystem überwacht die Satellitensignale, berechnet und sendet Schrägentfernungskorrektu- ren (Pseudo Range Correction - PRC ), Integritätsparameter und verschiedene Da- ten, die die lokale Installation kennzeichnen, dazu gehört u.a. das atmosphärische Modell. Es sendet auch Koordinaten des Endanflugsegments („Final Approach Seg- ment“, FAS ), die den Anflugpfad definieren und einen Präzisionsanflug ermöglichen. 16 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt • Bordsubsystem: Dieses besteht aus GPS und VHF-Empfangsantennen, dem GBAS- Bordempfänger4 und der bordseitigen Integration und Datenverarbeitung zur Be- rechnung der Ablagen und Kursführung bis zum Ausrollen. Das Bordsubsystem empfängt die Satellitensignale und bestimmt die Schrägentfernungen. Zudem emp- fängt es den VDB mit den PRC. Mit den PRC wird die werden die bordseitigen Schrägentfernungsmessungen korrigiert und Positionslösung verbessert. Aus der be- rechneten Position und dem Sollanflugweg aus den FAS-Daten werden die Ablagen berechnet und dem Piloten angezeigt, bzw. als Kursführungssignal für die Autoland- Funktion verwendet. Bei GAST-C ist die Leistungsfähigkeit vollständig in der Positionsebene definiert und wird durch Anforderungen an laterale und vertikale Positionsfehler des NSE ausgedrückt. Diese sind, unter Annahme eines fehlerfrei arbeitenden Bordempfängers, für alle Flugzeuge innerhalb des Servicevolumens und alle Satellitengeometrien durch das Bodensubsystem sicherzustellen. Das Bodensubsystem warnt den Nutzer für den Fall, dass die Integrität nicht mehr gewährleistet werden kann. Primär geschieht das, wenn Schrägentfernungsfeh- ler von Satelliten zu groß werden. Für GAST-D ist die Verantwortung für die Leistungsfähigkeit zwischen Bord und Boden aufgeteilt. Das Bodensubsystem erfüllt alle Anforderungen für GAST-C. Die für GAST-D notwendige erhöhte Leistungsfähigkeit wird vom Bodensubsystem primär durch Gewährleistung der Integrität Schrägentfernungsmessungen sichergestellt. Für den Fall, dass Schrägentfernungsfehler ein maximal zulässiges Niveau überschreiten, erfolgt die Warnung des Nutzers. Das Bodensubsystem übermittelt Parameter über den VDB, die dem Bordsegment die konservative Modellierung des Navigationssystemfehlers erlauben. Das Bordsubsystem prüft anhand der für den jeweiligen Nutzer individuellen Satelliten- geometrie und unter Kenntnis des zulässigen TSE, ob der Anflug möglich ist. Das Bord- segment hat dadurch die Möglichkeit anhand vorgegebener Kriterien, die für das jeweilige Flugzeug spezifisch sind, eine Satellitengeometrie zu finden („Geometry Screening“), mit der der NSE unter das für das jeweilige Flugzeug maximal zulässige Limit fällt. Die- sen Prozess führt das Bordsegment während des gesamten Anflugs durch. Durch diese Teilung der Verantwortung ergibt sich eine Schnittstelle der Leistungsfähigkeit, ausge- drückt durch einen maximal zulässigen differential-korrigierten Schrägentfernungsfehler, der zu einer sehr hohen Wahrscheinlichkeit eingehalten werden muss. Das Konzept ist in [IBC+09] definiert und wird im weiteren Verlauf noch eingehender behandelt. Die Funktionen einer GBAS-Bodenstation sind in [ICA06a] und v.a. [EUR13] und für GAST-D-Bodenstation entsprechend in [ICA10b] angegeben. Ein GBAS-Bodensubsystem erzeugt Differentialkorrekturen und gewährleistet die Integrität der Schrägentfernungs- messungen. Die Informationen werden dem Nutzer über den VDB übermittelt. Der VDB nutzt Frequenzen im Bereich von 108 - 117,975 MHz. Die Daten sind in Nachrichten- typen organisiert („Message Type“, MT). Die als binär codierten Nachrichten werden dem Träger über differentielle 8-Zustands-Phasenumtastung („Differential 8-Phase Shift Keying“, D8PSK) aufmoduliert. Die GBAS-Datenübertragung verwendet eine Fehler- korrektur im Übertragungsrahmen (Forward Error Korrektion - FEC). Die Daten aller 4Der Bordempfänger kann ein integrierter Empfänger zum kombinierten Empfang mehrerer Naviga- tionssysteme „Multi-Mode Receiver“ oder ein separater GBAS-Empfänger sein und es können mehrere Bordempfänger, nach Grad der erforderlichen Redundanz vorhanden, sein. 2.2 Allgemeine Beschreibung des GBAS und funktionelle Übersicht 17 GBAS-Nachrichten sind mit einer zyklischen Redundanzprüfung basierend auf einem 32- bit-Polynom (32-Bit „Cyclic Redundancy Check“, CRC) geschützt. Die Endanflugdaten (FAS) sind innerhalb der Nachricht pro übertragenem Endanflugsegment (FAS-Block) mit einem 32-Bit-CRC geschützt. Die Nachrichten werden im Zeitmultiplexverfahren gesendet („Time Division Multiple Access“, TDMA ). Dazu wird ein Übertragungsrahmen („Frame“) von einer halben Se- kunde Dauer definiert. Dieser unterteilt sich in acht Zeitschlitze („Time Slots“), in denen die Nachrichten gesendet werden können. Das Bodensubsystem übermittelt folgende Informationen: • Differentialkorrekturen: Trägerphasengeglättete Differentialkorrekturen (PRC) wer- den mit den Zeitkonstanten τ = 30 s und 100 s erzeugt und im MT11 und MT1 respektive gesendet. Die 30 s geglätteten PRC werden nur für GAST-D gesendet und unterstützen die bordseitige Integritätsüberwachung. Beide Nachrichtentypen werden mindestens einmal pro Halbsekunde, also mit 2 Hz, gesendet. • GBAS-Bodensubsystemdaten: Diese werden im MT2 übermittelt. Sie beinhalten den GBAS-Referenzpunkt (also den Punkt, auf den sich die Korrekturen (PRC) be- ziehen), die Anzahl und Genauigkeitsklasse der installierten Antennen/Empfänger, der GBAS Dienst, der angeboten wird (GAST-C/GAST-D), Parameter der lokalen ionosphärischen Bedingungen, die Ortsmissweisung und Informationen zur Nach- richtenstruktur des Bodensubsystems. Die minimale Übertragungsrate beträgt eine Nachricht pro 10 s. • Füllnachricht: Diese Übertragung des MT3 dient der Unterstützung des GBAS- VDB-Authentifizierungsprotokolls. Um die Sicherheit der GBAS-Datensendung zu erhöhen, ist ein spezielles Format vorgeschrieben, dass verhindern soll, dass mut- willige Fehlinformationen Dritter gesendet und an Bord verarbeitet werden können. Dieses Format ist für GAST-D Pflicht. Im Rahmen dessen wird sämtliche allokierte, aber ungenutzte Rundfunkkapazität einer Station mit Zufallsdaten aufgefüllt. • Endanflugdaten: Das Bodensubsystem speichert und sendet die Endanflugdaten (FAS) im MT4. Die FAS-Daten sind WGS-84-Koordinaten des geradlinigen Endan- flugweges. Die FAS-Daten enthalten eine Kennzeichnung, ob sie Anflüge mit Verti- kalführung (APV I und II) (GAST A&B), CAT-I (GAST-C) oder CAT-I, CAT-II, CAT-III (GAST-D) ermöglichen. Eine GBAS-Station kann 49 Endanflugsegmente ausstrahlen. Die minimale Übertragungsrate ist so gewählt, dass alle Endanflugda- ten mindestens einmal pro 10 s empfangen werden. • (optional) Informationen zur Satellitenverfügbarkeit: Prädizierte Verfügbarkeitsda- ten der Satelliten werden im MT5 bereitgestellt. Für GAST-C werden nur 100 s-geglättete PRC (also kein MT11) gesendet. Ferner un- terscheiden sich die Bodenstationsinformationen im MT2. Das Bodensubsystem stellt die Integrität der ausgestrahlten Informationen und Schrägentfernungskorrekturen sicher und beeinflusst im Fehlerfall den Nachrichtenrundfunk zum Schutz des Bordsegments. 18 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt 2.3 GBAS-Signalverarbeitung Im Folgenden wird die Signalverarbeitungskette des GBAS mit Augenmerk auf dem Bo- densubsystem dargestellt. Die Darstellung schließt die GAST-C- und GAST-D-Verarbei- tung ein. Die Positionslösung an Bord des Flugzeuges, sowie die Berechnung der Ablagen werden in Anhang A umrissen. In Abbildung 2.2 ist eine generische Übersicht über die Signalverarbeitung innerhalb des GBAS-Bodensegments gezeigt. Die Darstellung umfasst die Bestandteile, wie sie auch in den Standards vorgesehen sind. Erweiterungen der Datenverarbeitung, wie sie noch be- sprochen werden, sind nicht dargestellt. Die spezifischen Funktionen im Bodensubsystem lassen sich aus [EUR13] (für CAT-I) bestimmen und entsprechend für GAST-D erweitern. Daneben zeigt die Abbildung die Klassen der Überwachungsfunktionen mit Datenfluss, auf die in Kapitel 4 eingegangen wird. Daneben sind die externen Schnittstellen für War- tung (ANSP) und Lotsen (ATC) gezeigt. Vom Satellit Zum Flugzeug GPS Empfang Erzeugen der Schrägentfernungskorrekturen Daten- GPS Rx#1 Trägerphasenglättung PRC, RRC rund- (30 s) (30 s) Mittelung (PR, CP, C/N0, SQM, Trägerphasenglättung PRC, RRC PRC100 funk Ephemeriden, Zeit) (100 s) (100 s) GPS Rx#2 Trägerphasenglättung PRC, RRC Mittelung MT1 (PR, CP, C/N0, SQM, (30 s) (30 s) Trägerphasenglättung PRC, RRC PRC30 Ephemeriden, Zeit) (100 s) (100 s) MT11 Trägerphasenglättung PRC, RRC GPS Rx#3 VDB s (30 s) (30 s) PR_GND,C (PR, CP, C/N0, SQM, MT2 Trägerphasenglättung PRC, RRC Ephemeriden, Zeit) (100 s) s(100 s) PR_GND,D MT4 GPS Rx#4 Trägerphasenglättung PRC, RRC (PR, CP, C/N0, SQM, (30 s) (30 s) Trägerphasenglättung PRC, RRC B-Werte Ephemeriden, Zeit) (100 s) (100 s) Konfigurationsdaten Referenz Daten FAS Daten Nichtflüchtiger Speicher Satelliten Überwachung Korrekturüberwachung VDB Überwachung Betriebsüberwachung Wartungsschnittstelle Fernanzeige- und Bedieneinheit Lotsen (ATC) Schnittstelle Abbildung 2.2: Generische Übersicht über die Datenverarbeitung und Überwachungsfunktionen im GBAS-Bodensegment Externe Überwachun Schnitt- gseinrichtg. stellen 2.3 GBAS-Signalverarbeitung 19 Schrägentfernungsmessung Im Bodensubsystem sind nach [ICA06a] zwei bis vier Referenzantennen und -empfänger installiert. Die Positionen der Referenzantennen sind genau bekannt. Von jeder Referenz- antennenposition werden Schrägentfernungsmessungen (Pseudo Range - PR) und Träger- phasenmessungen (Carrier Phase - CP) für alle GPS-Satelliten im Sichtbereich durchge- führt und zur Datenverarbeitungseinheit übermittelt. Außerdem werden zusätzliche Sa- tellitendaten gemessen, um die Integritätsüberwachung zu ermöglichen. Ephemeriden und Korrektur des Empfangszeitpunktes Für jeden Satelliten werden die Ephemeriden empfangen und zur Datenverarbeitungs- einheit übermittelt. Diese erlauben die Bestimmung der Satellitenbahn und damit die Berechnung der genauen Entfernung zwischen den Phasenzentren von Referenzantenne und Satellit. In den Ephemeriden werden Daten zur Satellitenuhrenfehlerkorrektur ge- sendet. Zusätzlich wird die Signallaufzeit aufgrund der Entfernung geschätzt. Die PRC werden um den Uhrenfehler korrigiert, wobei der endgültige Uhrenfehler im Bordsegment aufgelöst wird. D.h. die Uhrenkorrektur am Boden dient primär dazu, den Wertebereich der PRC sicherzustellen. Die Uhrenkorrektur ist in [EUR13] angegeben und berücksichtigt den Satellitenuhren- fehler, relativistische Einflüsse und die differentielle Satellitengruppenlaufzeit. Berechnung der Satellitenposition Die Satellitenposition wird durch iterative Lösung der Keplergleichung unter Verwen- dung der Orbitparameter der Ephemeriden berechnet. Damit lässt sich die geometrische Entfernung ρ, der Elevationswinkel θ und der Azimutwinkel φ des jeweiligen Satelliten bestimmen. Die Berechnung der wahren Entfernung zum Satellit (|ρ|) ist in [ICA16b] angegeben und erfolgt anhand der Ephemeridendaten. Trägerphasenglättung Die Trägerphasenmessung ist erheblich weniger verrauscht, als die Code-basierte Schräg- entfernungsmessung. Das Rauschen der PRC lässt sich durch komplementäre Filterung der L1-C/A-Code-Messung (Trend) mit der Trägerphasenmessung (augenblicklicher Wert) erheblich reduzieren. Die Funktion ist in [DWC+97] beschrieben und in [ICA06a], bzw. [ICA10b] standardisiert. Das verwendete Filter ist der Topologie nach ein Hatch Filter (eine Form des Kalmanfilters) und damit ein rekursives Filter. Bei GAST-D werden im Gegensatz zu GAST-C zwei verschiedene Glättungszeitkonstanten verwendet. Die zusätz- lichen Korrekturen mit 30 s Zeitkonstante dienen der Unterstützung der bordseitigen Ionosphärenüberwachung. ( λ ) PRsm(tn) = αPR + (1− α) PRsm(tn−1) + 2 (φ(tn)− φ(tn−1)) (2.1)π mit: PRsm trägerphasengeglättete Pseudorange PR Pseudorange (s. (A.1)) φ gemessene Trägerphase λ Wellenlänge der Trägerfrequenz (für das GBAS λL1 = 0, 19m) tn Zeitpunkt der aktuellen Epoche 20 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt tn−1 Zeitpunkt der vorherigen Epoche α Filterwichtungsfunktion: α = T mit τ T Sampleintervall (T = tn − tn−1) τ Zeitkonstante (100 s, bzw. 30 s) Die geglätteten Pseudoranges dürfen erst genutzt werden, wenn der Filter einen stabi- len Zustand erreicht. Es ist also eine Initialisierungsphase zum Einschwingen des Filters vorhanden. Dieser stabile Zustand etwa 4τ nach Initialisierung erreicht. Üblicherweise wird das Einschwingen beschleunigt, indem α in der Zeit bis zum Erreichen von t = τ variabel ist. Dieses Verfahren wird bordseitig angewandt und ist in [RTC08b] angegeben. PRC & RRC In der Datenverarbeitungseinheit werden die beiden Schrägentfernungskorrekturen (30 s/100 s) zunächst für jede Position einzeln berechnet. Sie stellen die Differenz zwischen wahrer Entfernung zum Satelliten und gemessener Entfernung korrigiert um den geschätz- ten Satellitenuhrenfehler dar: PRC = |ρ| − PRL1,CCS − (c ·∆tc) (2.2) mit: PRC Pseudorangekorrektur |ρ| geometrische Entfernung zwischen Satellit und Referenzantenne PRL1,CCS trägerphasengeglättete gemessene Pseudorange ∆tc Korrektur für Satellitenuhrenfehler Die ausgestrahlten PRC sind eine Kombination aller gültigen Messungen der einzelnen Referenzempfänger, wobei die PRC aus max. vier Referenzempfängern bestimmt werden darf5. Das heißt, dass es durchaus möglich ist, dass die ausgestrahlten PR-Korrekturen nicht auf Basis aller Referenzempfänger der Bodenstation bestimmt werden. Da das Bodensubsystem über mehrere Referenzempfänger verfügt, können fehlerhaft arbeiten- de Empfänger identifiziert werden. Darauf wird im Zusammenhang mit dem GBAS- Integritätskonzept in Abschnitt 2.5 eingegangen. Die ausgestrahlten PR-Korrekturen des i− ten Satelliten werden folgendermaßen be- rechnet: 1 ∑Mj PRCTX,i ≡ PRCsca,i,j (2.3) Mi j=1 j∈Si mit: ∑ PRCsca,i,j ≡ PRCcsc,i,j − ki × PRCcsc,i,j (2.4) i∈Sc wobei 5Die SARPs ([ICA96]) sehen maximal vier Referenzempfänger vor. Sollten aus Gründen der Red- undanz im Bodensubsystem mehr Empfänger installiert sein, dürfen dennoch nur vier Empfänger zur Bildung der Korrekturen verwendet werden 2.3 GBAS-Signalverarbeitung 21 PRCsca trägerphasengeglättete und empfängeruhrenkorrigierte PR Korrektur PRCsca trägerphasengeglättete PR Korrektur PRCTX auszustrahlende PR Korektur Mi Anzahl gültiger Empfänger, die gültige PR Korrekturen für den i-ten Satelliten produzieren i Satellitenindex Si Satz gültiger Referenzempfänger mit gültigen Messungen für den i-ten Satelliten j Index des Referenzempfängers ki Wichtingsfaktor für Satellitenelevation mit ∑Nc i=1 ki = 1 Sc Satz gültiger Satelliten, die von allen Referenzempfängern eine Verbindung besteht Nc Anzahl an Elementen in Sc Außerdem müssen identische Signalverarbeitungstechniken in allen Referenzempfän- gern verwendet werden. Die Änderungsrate der Schrägentfernungskorrekturen (Range Rate Correction - RRC) ergibt sich aus der PRC der aktuellen Epoche und der der vorherigen. Die RRC dient da- zu, sprunghafte Änderungen, hervorgerufen durch Änderungen der Anzahl der Satelliten, die von den Referenzempfängern gemeinsam empfangen werden, sowie von Änderungen der Ephemeriden im Bordsegment zu berücksichtigen. Wie in [PKJ+04] dargestellt, war die Bedeutung der RRC mit der früheren Verschlechterung der GPS-Signale („Selective Availability“ - SA) höher. Die RRC sind jedoch auch als Messgröße zur Erkennung von Satellitenfehlern und zur Korrekturüberwachung hilfreich. Bestimmung der Integritätswerte Daneben werden bodenseitig Integritätsparameter berechnet, diese sind σpr_GND, B- Werte und Ephemeris Decorrelation Parameter (optional)6. Die ersten beiden sind für die weitere Darstellung von besonderem Interesse, daher wird auf diese hier kurz und später ausführlicher eingegangen. Die Berechnung der B-Werte für den i− ten Satelliten und den j − ten Referenzempfänger erfolgt in Echtzeit wie folgt [EUR13]: = − 1 ∑ Bi,j PRCi 1 PRCi,k (2.5)Mi − k∈Si k≠ j Gemäß [ICA16b] werden die B-Werte nur für 100 s Glättung ausgestrahlt. Eine Über- mittlung von B-Werten aus 30s geglätteten PRC ist nicht vorgesehen. Für die weiteren Analysen in dieser Arbeit werden diese jedoch bestimmt, um einige Vergleiche zu ermög- lichen. B-Werte aus 30 s geglätteten PRC lassen sich innerhalb des Bodensubsystems für Überwachungszwecke verwenden. Durch die kleinere Glättungszeitkonstante ist z.B. eine schnellere Erkennung gegenüber den B-Werten aus 100 s PRC möglich. σPR_GND,C und σPR_GND,D sind Werte, die die nominale Fehlerverteilung der 100 s PRC überdecken sollen. Der Unterschied zwischen GAST-C und GAST-D ist, dass die 6Die Ephemeriden-Dekorrelationsparameter sind eine Erweiterung der Schutzbereiche (Protection Le- vel). Weitergehende Informationen können den Standards ([ICA16b] und [EUR13] entnommen werden). 22 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt GAST-C-Werte eine andere Fehlercharakteristik berücksichtigen können. Der Hintergrund sind hier die ionosphärischen Störungen und ihre unterschiedliche Behandlung. Auf diese Werte wird noch genauer eingegangen. Referenz- und Konfigurationswerte sowie FAS Daten Die Referenzwerte legen die MT2-Parameter, Antennenkoordinaten, bodensubsyste- minterne Einstellungen der Überwachungseinrichtungen usw. fest. Da sie ortsabhängig sind, werden sie für jede Installation individuell konfiguriert und im nichtflüchtigen Spei- cher der Station abgelegt. Ebenso sind die Konfigurationswerte im nichtflüchtigen Speicher abgelegt. Diese bein- halten die Parameter der Anpassung des Bodensubsystems an die lokalen Gegebenheiten. Darunter fallen z.B. die Antennenpositionen der Referenzantennen, aber auch die Schwell- werte der Überwachungsverfahren. Der nichtflüchtige Speicher beinhaltet ferner die Endanflugdaten, die FAS Daten. 2.4 Geforderte Navigationsleistung und Leistungsfähigkeitskriterien Im Zusammenhang mit der Nutzung der Satellitennavigation in der Luftfahrt wurde nicht mehr eine bestimmte Sensoraustattung, d.h. bestimmte Navigationssysteme vorgeschrie- ben, sondern es wurden Anforderungen an die Navigationsleistung („Required Navigation Performance“) gestellt. Der maximale gesamte Positionsfehler ist der Total System Error - TSE.Der TSE setzt sich aus einem durch das Navigationssystem verursachten Fehleranteil, dem Navigation System Error (NSE) und dem flugtechnischem Fehler, Flight Technical Error (FTE), zu- sammen. Der FTE ergibt sich aus der Regelabweichung des Autopilotsystems während automatisch durchgeführter Anflüge, bzw. des Piloten, wenn der Anflug manuell durch- geführt wird. Ein Fehler der Pfaddefinition („Path Definition Error“) ist für GBAS nicht relevant, da sich der Sollweg sehr genau angeben lässt. Vorgaben macht [ICA16b]. Die Zusammenhänge zwischen TSE, FTE und NSE sind in Abbildung 2.3 grafisch dargestellt. Zusätzlich werden Begrenzungen in lateraler und vertikaler Richtung definiert. Die innere Begrenzung, in Abbildung 2.3 als Genauigkeitsgrenze bezeichnet, kennzeichnet eine Begrenzung innerhalb derer sich das Luftfahrzeug zu mindestens 95% der Zeit befinden soll. Die äußere Begrenzung ist dadurch gekennzeichnet, dass diese für einen sicheren Betrieb nicht überschritten werden darf. Es werden Anforderungen an die Leistungsfähigkeit des Navigationssystem durch die Parameter Genauigkeit, Integrität, Verfügbarkeit und Kontinuität beschrieben, die in Ka- pitel 1 eingeführt wurden. 2.5 GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept 2.5.1 Definition der nominalen Leistungsfähigkeit Leistungsfähigkeitsanforderungen an das GBAS Die historische Entwicklung der GBAS-(GAST-C)-Anforderungen ist in [RS98] be- schrieben. Der Forschungsbericht entstand, als die grundlegende Version des GBAS durch die RTCA in den MASPs definiert wurde. Aktuell sind die MASPs als A Revision für 2.5 GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept 23 Abbildung 2.3: Zusammenhänge zwischen TSE, FTE und NSE GBAS zur Durchführung von Anflügen bis CAT-I in [RTC04] definiert7. Die Ableitung der GBAS-Systemanforderungen erfolgte für GBAS GAST-C in Äquiva- lenz zum ILS und unter Annahmen, wie sie dem RNP-Konzept zugrunde liegen. Konkret bedeutet das, dass sich der gesamte Positionsfehler (TSE) des Flugzeugs aus den Anteilen aus dem Navigationssystemfehler (NSE) und der Regelabweichung des Piloten oder des Autopilotsystems (FTE) zusammensetzt. Ganz allgemein lässt sich festhalten, dass der Fehler des ILS mit der Entfernung wächst, während er für das GBAS nahezu konstant ist (zumindest im Vergleich zum ILS). Die Anforderungen an den Navigationssystemfehler wurden basierend auf denen an das ILS bestimmt und auf die Entscheidungshöhe von 200 ft angepasst. Dazu wurden die angularen Fehlergrenzen in lineare Fehler umgerechnet. Für ILS ist jedoch kein 95%-Wert der Genauigkeit festgelegt, daher wurden nach [RS98] die ILS-Monitor Limits, wie sie in den ILS SARPs [ICA06a] definiert sind, zugrunde gelegt. Das geforderte Sicherheitsni- veau wurde zu 1 · 10−7 festgelegt, womit sich die Monitorschwellen unter Annahme einer mittelwertfreien Normalverteilung als 5σ Werte beschreiben lassen. Die unterschiedlichen ILS-Fehlerlimits wurden auf 95%-Werte zurückgerechnet und ergaben in kartesischen Ko- ordinaten die in [RS98] angegebenen Werte für CAT-I von 17.09 m lateral und 4.06 m vertikal (Tabelle 5 in [RS98]). Demgegenüber sind die aktuellen GBAS-CAT-I-Genauigkeitsforderungen an den NSE des Gesamtsystems8 nach [ICA06a], Tabelle 3.7.2.4-1: 4 m vertikal und 16 m lateral (für 95% der Anflüge) bei einer Integritätsforderung von 1− 2 · 10−7/Anflug. Die Werte sind in Tabelle 2.1 angegeben. 7Die CAT-III-Bestandteile in [RTC04] entsprechen nicht dem aktuellen GAST-D-Konzept, worauf noch eingegangen wird. 8Damit wird ein wesentlicher Unterschied zu Leistungsfähigkeitsanforderungen nach RNP-Konzept deutlich: Für das GBAS wurden (für GAST-C) dezidierte Anforderungen an den NSE festgelegt. Dem- gegenüber sind Anforderungen im RNP / PBN Anforderungen an den TSE. 24 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt Tabelle 2.1: Anforderungen an die Leistungsfähigkeit des ausgestrahlten Signals („Signal in Space“, SIS, nach [ICA96]) Parameter Horizontal Vertikal Genauigkeit (95%) 16m 4...6m Integrität 2·10−7 2·10−7150s 150s Alert Limit 40m 35...10m Time to Alert 6s 6s Kontinuität 1−8·10−5 1−8·10−5150s 150s Verfügbarkeit 0, 99...0, 99999 0, 99...0, 99999 Das Konzept der GBAS-Leistungsfähigkeit in den MASPs [RTC04] stützt sich auf eine Reihe von Annahmen. Diese müssen erfüllt sein, damit die Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems erfüllt ist: 1. Die nominale (fehlerfreie) Leistungsfähigkeit der GPS-Satelliten entspricht der im GPS-Leistungsfähigkeitsstandard [US08] festgelegten. 2. Das HF-Störumfeld entspricht den in [RTC04], bzw. [ICA16b] festgelegten Werten. 3. Die nominalen (fehlerfreien) boden- und bordseitigen Schrägentfernungsmessungen weisen eine Fehlerverteilung auf, die in den Randbereichen durch eine Normalver- teilung überdeckt werden kann. 4. Die nominalen Schrägentfernungsmessfehler sind unabhängig zwischen den Satelli- ten und GPS-Empfängern. Im weiteren Verlauf werden diese Annahmen weiter untersucht, wobei der Schwerpunkt der Betrachtung auf GAST-D liegt (die MASPs wurden für GAST-C erstellt und für GAST-D nicht aktualisiert). GBAS-Fehlermodell Bevor im nächsten Abschnitt das GBAS-Verfahren zur Gewährleistung der Integri- tät betrachtet wird, soll zunächst auf die Charakterisierung des nominalen Verhaltens eingegangen werden. Dazu wird das nominale GBAS-Fehlermodell, wie es den MASPs [RTC04] zugrunde liegt, in diesem Abschnitt zunächst vorgestellt. Das Modell der nomi- nalen Fehler wird verwendet, um Aussagen über die Systemverfügbarkeit zu treffen und um den im Betrieb unbekannten NSE zu modellieren. Mit Sicherheitsfaktoren versehen, bildet dieses Modell die Grundlage der bordseitigen Fehlerschätzung (Protection Level). An dieser Stelle wird das nominale Fehlermodell zunächst vorgestellt. Eine eingehendere Analyse der einzelnen Anteile des Bodensubsystems und ihres realen Verhaltens erfolgt dann für GAST-D in Kapitel 4. Die anomalen Fehlerfälle werden im nächsten Abschnitt 2.5.3 angeführt. Die Analyse der Möglichkeiten zur Behandlung anomaler Fehlerzustän- de für GAST-D erfolgt in Kapitel 4 sowie in Kapitel 5 für Mehrwegeausbreitung und Ionopsphäre. Aus dem differentiellen Verfahren ergibt sich, dass der Navigationssystemfehler aus Anteilen der Schrägentfernungsmessungen zu den Satelliten im Bord- und Bodensubsys- tem, sowie aus Anteilen entlang des Signalausbreitungspfades besteht. Die Entwicklung 2.5 GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept 25 des Fehlermodells und die Modellierung der Fehleranteile ist in McRaw et. al. [MMB+00] beschrieben. Demnach ergibt sich der gesamte Fehler x aus der Überlagerung mehrerer Anteile, die voneinander unabhängig sind (Korrelation zwischen den Anteilen ist Null). Die einzelnen Anteile werden als Rauschprozesse, also rein stochastische Prozesse, betrachtet. Für weißes Rauschen gelten folgende Annahmen: • Typische Fehler entsprechen gefiltertem weißem Rauschen (band filtered white noise) • Der Filterprozess (Trägerphasenglättung) ist ein linearer Prozess • Das Rauschen ist nominal mittelwertsfrei und die doppelte Standardabweichung der Rauschgröße ist ein Maß für die Genauigkeit • Das Rauschen ist zwischen den Antennen unabhängig, die nominalen Fehler sind unkorreliert Damit ergibt sich die Annahme, dass die einzelnen Anteile normalverteilt und mittel- wertfrei (µ = 0) sind. Mit der Annahme normalverteilter Fehler lässt sich die Wahrscheinlichkeitsdichte des Gesamtfehlers aus der Summe der Varianzen der einzelnen Fehler bestimmen. Ohne diese Annahme ergäbe sich die Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion des gesamten Fehlers durch Faltung der einzelnen Wahrscheinlichkeitsdichtefunktionen, wie in der statistischen Lite- ratur, z.B. [BT08], angegeben. Unter dieser Annahme lässt sich die Wahrscheinlichkeitsdichteverteilung eines Fehler x allein durch Angabe der Standardabweichung σ mit dem Mittelwert µ = 0 beschreiben. Die Wahrscheinlichkeitsdichte des Fehlers lässt sich durch die Wahrscheinlichkeitsdich- tefunktion („Probability Density Function“, PDF) einer Normalverteilung (wie z.B. in [GKHK68] angegeben) darstellen: ( ) ( ) = √ 1 2 f x exp −(x− µ)2 2 = N(σ, µ) (2.6)2πσ2 σ Das GBAS-Fehlermodell berücksichtigt dabei allgemein die Beiträge des Bodensub- systems, des Bordsubsystems und des Ausbreitungspfades über die folgenden Beiträge: • Fehleranteil des Bodensubsystems am korrigierten Pseudorangefehler, ausgedrückt als Standardabweichung einer Normalverteilung, die den realen Fehler überdeckt: σPR_GND, wird im MT1 (und bei GAST-D zusätzlich im MT11) übertragen • Fehleranteil des differentiellen Restfehlers durch zwischen Bord und Boden unter- schiedliche ionosphärische Laufzeiten σV IG wird im MT2 übermittelt (VIG: „Vertical Ionospheric Gradient“) • Fehleranteil des differentiellen Restfehlers durch unterschiedliche troposphärische Laufzeitverzögerung zwischen Bord- und Boden, σTropo mit Übermittlung der Para- meter im MT2 • Fehleranteil des Bordsegments am differentialkorrigierten Pseudorangefehler σAir, wird an Bord bestimmt Damit wird die Varianz des gesamten Schrägentfernungsfehlers eines einzelnen Satel- liten zu: σ2 = σ2 2G PR_GND + σV IG + σ + σ2Tropo Air (2.7) 26 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt Für das Nominalverhalten wird also angenommen, dass die Mittelwerte der einzelnen Anteile und damit des Gesamtfehlers Null ist, die einzelnen Anteile unkorreliert sind und sich als reine Rauschprozesse beschreiben lassen. Die einzelnen Anteile des Fehlermodells sind in Anhang B angegeben. 2.5.2 Definition der Protection Level Während des Betriebs ist der NSE unbekannt. Um die Integritätsüberwachung sicherzu- stellen wird deshalb der NSE konservativ mit einem Fehlermodell geschätzt. Das Ergebnis der Schätzung wird mit konservativen Sicherheitsfaktoren versehen und erst an Bord an- hand der aktuellen Satellitengeometrie in die Positionsebene transformiert. Das Ergebnis, der Protection Level (PL) in lateraler bzw. vertikaler Richtung wird gegen ein Limit an den maximal zulässigen Fehler, das Alert Limit (AL) in lateraler bzw. vertikaler Richtung, verglichen. Eine Integritätsverletzung liegt vor, wenn die Richtigkeit der vom GBAS gelieferten Informationen nicht mehr gewährleistet ist. Das ist der Fall, wenn der Positionsfehler das zulässige „Alert Limit“ (AL) länger als die zulässige Zeit zum Alarm (Time to Alarm - TTA) überschreitet und keine Fehlermeldung generiert wird. Zur Erkennung einer Inte- gritätsverletzung wird der modellierte und mit Sicherheitsfaktoren beaufschlagte Schätz- wert für den NSE („Protection Level“ - PL) mit der zulässigen Grenze, dem Alert Limit („Alert Limit“), verglichen. Der Vergleich erfolgt in lateraler (LPL und LAL) und ver- tikaler Richtung (VPL und VAL) zum Anflugpfad. Sind die Protection Level und Alert Limits unabhängig von der Richtung gemeint, wird xPL und xAL geschrieben. Dem Schätzwert des NSE liegt das im vorherigen Abschnitt eingeführte Modell für Fehler in der Schrägentfernungsebene zugrunde, dass die Standardabweichung des Schräg- entfernungsfehlers modelliert. Die modellierten Schrägentfernungsfehler jedes in der Po- sitionslösung verwendeten Satelliten werden über die aktuelle Satellitengeometrie in die Positionsebene transformiert. Diese Transformation ist ein linearer Prozess und ändert daher die Verteilungsfunktion nicht. Das wurde während der Entwicklung des GBAS- Konzeptes überprüft und ist in [DeC00] beschrieben. Dabei werden zwei Fälle unterschieden: • Fehlanzeige: Misleading Information (MI) liegen vor, wenn gilt: xNSE > xPL • gefährliche Fehlanzeige: Hazardous Misleading Information (HMI) liegen vor, wenn gilt: xNSE > xAL > xPL. Diese Zusammenhänge sind in Abbildung 2.4 dargestellt. Da sich die Protection Level in beliebiger Richtung als xPL = Kσ (mit K > 1) ergeben, wobei K der Sicherheitsfaktor ist, wird vorausgesetzt, dass der reale NSE eben- falls kleiner als der modellierte ist. Diese Bedingung lässt sich kennzeichnen, indem der reale Fehler als quadratischer Mittelwert (RMS-Wert) gekennzeichnet wird, während der sicherheitskritische Wert mit σ bezeichnet wird9. Mathematisch sollten beide unter den Modellannahmen identisch sein, tatsächlich werden konservativ für die Ableitung des σ zusätzliche Sicherheitsfaktoren angewendet, um auch kleine Mittelwertverschiebungen zu 9Die Berechnung der Werte wird in Kapitel 4 und 5 vor dem Hintergrund der Analysen und in Kapitel 6 bzw. D vor dem Hintergrund der messtechnischen Verifikation dargestellt 2.5 GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept 27 berücksichtigen. Dadurch ergeben sich insgesamt vergleichsweise große Sicherheitsfakto- ren. Zusammenhänge zwischen NSE, PL und AL 18 abs(NSE) PL AL 16 Kein Alarm MI HMI Kontinuitätsverletzung Kontinuitätsverletzung 14 (Fehlalarm) 12 10 8 Intergritäts− 6 TTA alarm 4 2 0 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 95 100 t [s] Abbildung 2.4: Zusammenhänge zwischen NSE, PL, AL und TTA (nach [RTC04]) Diese stellen sicher, dass σ > RMS. Das Alert Limit kann dann als AL = Kσmax ausgedrückt werden. Die K-Faktoren ergeben sich aus den Anforderungen an die Leistungsfähigkeit. Da- zu wird die übergeordnete Leistungsanforderung aufgeteilt, wie in den MASPs [RTC04] angegeben. Für GAST-C (CAT-I Anflug) wird die Dauer der Operation zu 150s gesetzt. Tabelle 2.2: Aufteilung der Integritätsrisiken für GAST-C nach RTCA DO-245A [RTC04] Risiko Anforderung Gesamtrisiko 2 · 10−7/150s 1/4 entfällt auf die Fehlermodellierung (xPL Risiko) 0, 5 · 10−7/150s 3/4 entfällt auf nicht modellierte Fehler 1, 5 · 10−7/150s (Fehler im Satellitensubsystem, Umwelteinflüsse und Bodensubsystemfehler) Aufteilung zu gleichen Teilen in vertikale (VPL) und laterale Richtung (LPL) VPL Risiko 2.5 · 10−8/150s LPL Risiko 2.5 · 10−8/150s Berücksichtigung eines latent fehlerhaften von M = 4 installierten Referenzempfängern (RRx) am Boden Alle RRx arbeiten fehlerfrei H0 vertikale Richtg. 5 · 10−9/150s Ein RRx arbeitet latent fehlerhaft H1 2 · 10−8/150s Die Bestimmung der Protection Level erfolgt für zwei Hypothesen: • H0: Fehlerfreier Fall (Überschreiten des maximal zulässigen Fehlers im Normalbe- trieb): Für mittelwertsfreies Rauschen existiert eine Wahrscheinlichkeit dafür, dass ein bestimmtes Rauschniveau überschritten wird. Je größer dieses Rauschniveau, umso seltener ist es beobachtbar. • H1: Fehlerfall 1 (Überschreiten des maximal zulässigen Fehlers durch einen laten- ten Fehler eines (und nur eines) RRx j im Bodensubsystem): Es wird angenommen, dass sich der Fehler als Verschiebung des Mittelwertes äußert µ(RRxj) ̸= 0 (Dadurch weicht der B-Wert dieses Empfängers von dem der anderen ab). Die Wahrscheinlich- keit ergibt sich daher als Kombination aus der Wahrscheinlichkeit für einen fehler- abs(NSE); PL; AL [m] 28 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt haft arbeitenden Empfänger PRRx_fault und der Wahrscheinlichkeit, dass dies nicht entdeckt wird Pmd. Diese Hypothese wird für jeden der M installierten Empfänger überprüft. Die Hypothese, dass für einen gegebenen Zeitpunkt mehr als ein Empfänger fehlerhaft arbeitet (H2-Hypothese), wird als anomaler Fehler nicht unter den modellierten Fehlern berücksichtigt. Weitere Informationen zur Berechnung der GBAS xPL sind in Anhang B.3 angegeben. Obige Beschreibung enthält nur die Betrachtung der Integritätsrisiken. Daneben muss auch die Kontinuität sichergestellt sein. Dazu wird das Gesamtbudget ähnlich wie für die Integrität, aufgeteilt. Die Kontinuitätsforderung wirkt sich neben Anforderungen an die Ausfallwahrscheinlichkeit der Komponenten vor allem auf maximal zulässige Rausch- niveaus im fehlerfreien Fall sowie auf Forderungen nach der Satellitenkonstellation aus. Angaben für GAST-C sind in [RTC04] angegeben. 2.5.3 Behandlung anomaler Fehlerbedingungen Die im vorherigen Abschnitt erwähnten Fehler unter der H2-Hypothese gehen über die statistische Definition des xPL-Konzepts hinaus. Hier sind alle darüber hinausgehenden Fehleranteile enthalten. Das Risiko von AL-Verletzungen infolge dieser Fehler darf 1, 5 · 10−7/150s nicht überschreiten. Diese sind nach [RTC04] • Fehler durch fehlerhafte Satelliten • Fehler durch anomale Umweltbedingungen (v.a. Troposphäre und Ionosphäre) • Fehler des Bodensubsystems, inkl. mehrfacher Referenzempfängerfehler, Fehler der VDB-Übertragung, Datenverarbeitungsfehler, etc. Die Aufteilung auf die einzelnen Fehleranteile dieser weiteren Fehler ist für GAST-C nicht festgelegt. Diese können zwischen Herstellern von Bodensubsystemen und Aufstellungs- orten variieren. Zwei Anteile wurden in [RTC04] zugewiesen. Ein Anteil berücksichtigt das Risiko von Integritätsverletzungen durch die VDB-Übertragung. Durch den verwendeten 32-Bit CRC ergibt sich hier ein sehr kleines Risiko von < 5 · 10−11/150s. Der zweite Anteil betrifft das Risiko von mehr als zwei fehlerhaften Referenzempfän- gern. Für M = 4 ergibt sich in [RTC04] für dieses Risiko ein Wert von < 4 · 10−11: Auf die Fehler durch das Satellitensubsystem und Umweltbedingungen wird in Kapitel 4 und Kapitel 5 eingegangen, wobei die Analysen für GAST-D durchgeführt werden. Da ein GAST-D-Bodensubsystem auch alle Anforderungen an GAST-C erfüllen muss, sind die Analysen in den Kapiteln 4 und Kapitel 5 auch für GAST-C gültig. 2.6 Standardisierungsorganisationen und GBAS-Standardisierungsstand 2.6.1 ICAO Wegen der besonderen Bedeutung der Interoperabilität von Luftfahrtausrüstung ist es notwendig, international gültige und verbindliche Standards zu definieren. Dies ist Auf- gabe der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) als Sonderorganisation der 2.6 Standardisierungsorganisationen und GBAS-Standardisierungsstand 29 Vereinten Nationen („United Nations“, UN) . Diese Standards, die alle wesentlichen be- trieblichen und technischen Aspekte des Luftverkehrs betreffen, werden in sogenannten „Annexes to the Convention on International Civil Aviation“ definiert. Der ICAO gehören derzeit 191 Mitgliedstaaten an. Die Arbeit der ICAO wird durch die Mitgliedsstaaten und Industrieorganisationen unterstützt. Die Mitgliedsstaaten verpflichten sich, die festgeleg- ten Standards umzusetzen. Derzeit sind 19 Annexe definiert. Die 1944 gegründete ICAO verfolgt die sichere, wirtschaftlich nachhaltige und um- weltgerechte Entwicklung des Luftverkehrs [ICA16c]. Dazu erstellt sie: • Standards: „Standards and Recommended Practices“, SARPs • Verfahren: „Procedures for Air Navigation Services“, PANS • Regionale Verfahrensergänzungen: „Regional Supplementary Procedures“, SUPP • Ausführungsbestimmungen: „Guidance Material“ Das Vorgehen der ICAO bei der Definition von Standards ist von der ICAO beschrieben [ICA16a]. Für komplexe Systeme sind die SARPs so aufgebaut, dass sie die grundlegenden Regulativa in einem Haupteil des jeweiligen Annex festlegen. Diese werden durch detail- lierte technische Spezifikationen in Anhängen zum Annex („Appendices to Annexes“) festgeschrieben. Ergänzend kommen die Durchführungsbestimmungen als „Attachement“ hinzu. Die Ausführungsbestimmungen (Guidance Material) können auch in Form eigen- ständiger Dokumente niedergelegt sein. Die Standards werden laufend fortgeschrieben, um z.B. neue Charakteristika zu be- rücksichtigen, indem ein Änderungs- oder Ergänzungsvorschlag („Proposal“) von einem Mitgliedsstaat oder einer Mitgliedsorgansisation eingereicht wird. Die technischen Vor- schläge werden von der Air Navigation Commission (ANC) analysiert und ggf. einer zu- ständigen Arbeitsgruppe („Working Group“) zum Review vorgelegt. Die Ausarbeitung der Vorschläge geschieht zumeist in den zuständigen „Panel“ (technische Expertengruppe zur Ausarbeitung der Standards). Für GBAS ist das zuständige Panel das „Navigation Panel“, früher „Navigation Sys- tems Panel“ (NSP) , bzw. GNSS Panel (GNSSP) . Im nachfolgenden Genehmigungsprozess stimmen die Mitgliedsstaaten den SARPs zu. Um den Genehmigungsprozess einzuleiten, gibt die ANC der ICAO einen „State Letter“ heraus, der den ICAO-Mitgliedsstaaten Gelegenheit gibt, die SARPs zu kommentieren. Nach erfolgter Konsolidierung der Kommentare und Zustimmung des Rates gibt die ICAO den „Cover Letter“ heraus, mit dem die SARPs den Status der „Approved SARPs“ er- langen. Die sogennante „Green Edition“ des adaptierten Standards wird dann in den jeweiligen Mitgliedsstaaten umgesetzt und dem Sekretariat der ICAO werden eventuelle Abweichungen zurückgemeldet. Diese evtl. Abweichungen werden als Ergänzung (Sup- plement) zum Annex festgehalten. Anschließend erfolgt die Bekanntmachung, dass die Erweiterung (Ammendment) des Standards Gültigkeit erlangt hat und vom Sekretariat wird die „Blue Edition“ des erweiterten Standards veröffentlicht. Von der Vorstellung eines technischen Proposals bis zu dessen Annahme vergehen mindestens zwei Jahre. Die genehmigten SARPs bilden die Basis der Definition jeweiliger nationaler Spezi- fikationen bzw. den (finalen) Ausrüstungsstandards der EUROCAE (s. Abschnitt 2.6.2) und RTCA (s. Abschnitt 2.6.3), welche wiederum Basis der Zertifizierung entsprechender Ausrüstung darstellen. 30 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt Für GBAS ist der Annex 10, Vol. 1 „Radio Navigation“[ICA96] bestimmend. Der Annex 10, Volume I (Radio Navigation Aids) enthält die SARPs und Durchführungsbe- stimmungen zu GNSS und konventionellen Navigationssystemen (ILS, MLS, VOR, NDB und DME). Der derzeit gültige Stand des Annex 10 ist die 6. Fassung (6th edition) mit dem 90. Zusatz. Der Annex 10 inkl. Ammendment 90 mit Gültigkeit ab Ende 2016 enthält derzeit die SARPs für GBAS CAT-I (GAST-C) als gültigen Standard. Für CAT-III basierend auf GPS L1 C/A (GAST-D) liegt ein Vorschlag vor, der der ANC Anfang 2017 als abgestimmter Vorschlag übermittelt wurde, womit der „State Let- ter“ Prozess initiert ist. Damit kann der Standard Ende 2018 Gültigkeit erlangen. Daneben definiert das ICAO Doc 8071 „Testing of Radio Navigation Aids“ für GBAS GAST-C-Verfahren der Fluginspektion und Bodentests. Die Erweiterung für GAST-D ist noch nicht erfolgt. ICAO Doc 9849 enthält das GNSS Manual. Es beschreibt die GNSS Anwendungen und enthält einen Abschnitt zu GBAS. 2.6.2 EUROCAE Die „European Organization for Civil Aviation Equipment“ (EUROCAE) ist eine ge- meinnützige Organisation, die elektronische Luftfahrtausrüstung (Bord- und Bodenaus- rüstung) standardisiert. Die EUROCAE-Mitglieder setzen sich u.a. aus Experten der Luftfahrtindustrie, Flugsicherungs- (ATC) und -Navigationsdienstleistern (ANSP), Re- gulierungsbehörden, wie EASA etc. zusammen [EUR16a]. Die EUROCAE arbeitet eng mit der US-amerikanischen RTCA (s. Abschnitt 2.6.3) zusammen. Vor dem GBAS-Hintergrund ist vor allem die EUROCAE-Arbeitsgruppe WG28 rele- vant, die GBAS-Bodenausrüstungsstandards definiert. Die von der EUROCAE für GBAS erstellten Standards sind: • ED-114A [EUR13], der Bodensubsystemausrüstungsstandard („Minimum Opera- tional Performance Standard“, MOPS ) für CAT-I, wurde im März 2013 in der A Revision verabschiedet. Die WG28-Aktivitäten konzentrieren sich zum Zeitpunkt des Verfassens dieser Arbeit auf die Definition der B Revision des ED-114, die die CAT-II/III-L1-Bodensubsystemstandards enthalten wird. Es ist geplant, dass die B Revision Ende 2018 verabschiedet wird. Daneben hat die WG28 die Empfehlung für den Start eines Programms zur zukünftigen Standardisierung von MC/MF GBAS mit Start in 2017 ausgesprochen. • ED-95, [EUR99] GBAS CAT-I Minimum Aviation Performance Specification (MASPS) [EUR99] wurde 1999 herausgegeben. Da für CAT-I das Leistungsfähigkeitskonzept in RTCA DO-245A beschrieben ist, wurde ED-95 nicht aktualisiert und ist obsolet. • ED-88(A), [EUR04] sollte in der A Revision die Geräteanforderung an bordseitige Mehrmodiempfänger, inkl. GBAS Funktionalität („Multi Mode Receiver“), beinhal- ten (MOPS). Der Final Draft datiert auf September 2004. Auch hier erfolgte eine Arbeitsteilung mit der RTCA, so dass der GBAS Borderätestandard in DO-253(D) enthalten ist. • ED-144 [EUR07a] definiert ein Konzept der GBAS Leistungsfähigkeit zur Unterstüt- zung von Präzisionsanflügen (bis CAT-III). Dieses basiert auf Erweiterung der ILS- 2.7 Zulassungsaspekte 31 Äquivalenz und ist nicht kompatibel mit dem CAT-III-Leistungsfähigkeitskonzept der GAST-D SARPs, s. auch Kapitel 3. 2.6.3 RTCA Die „Radio Technical Commission for Aeronautics“, RTCA , ist eine nicht-gewinnorientierte Organisation, die wie die EUROCAE der Standardisierung elektronischer Luftfahrtaus- rüstung dient. Im Hinblick auf GBAS ist das „Special Commitee“ SC-159 relevant. GBAS- Themen werden von der Arbeitsgruppe 4 (WG/4) des SC-159 bearbeitet. Die für GBAS relevanten RTCA-Standards sind: • DO-245A, die MASPS für GBAS CAT-I [RTC04] wurden 2004 publiziert. Die MASPS stellen eine generische Systembeschreibung des CAT I GBAS dar. Damit enthalten sie das Leistungsfähigkeitskonzept für GBAS (CAT-I) und liefern die notwendigen Hintergründe für das Verständnis der detaillierteren Systemanforderungen in den MOPS. CAT-III-Anteile sind enthalten, wurden jedoch nicht im Hinblick auf GAST- D aktualisiert. Eine Aktualisierung ist nicht geplant, da davon ausgegangen wird, dass das GBAS-Konzept, wie von der ICAO in [NSP16] definiert, diesem Zweck dient. • DO-253C stellt den derzeit gültigen GBAS-Bordausrüstungsstandard (MOPS) dar [RTC08b]. Dieser wurde im Dezember 2008 veröffentlicht und enthält die Anforde- rungen für GAST-D-(CAT-III)-Bordausrüstung. Eine Aktualisierung zur D Revision wird 2017 veröffentlicht. Diese Version enthält Aktualisierungen, die die Ergebnisse der GAST-D Systemvalidierung berücksichtigen. • DO-246D ist das „Interface Control Document“ für GBAS und enthält die Spezi- fikation des GBAS-VHF-Datenrundfunks [RTC08a]. Die D Revision berücksichtigt GAST-D. Eine E Revision, die die Validierungsergebnisse berücksichtigt, wird im Zusammenhang mit der Aktualisierung des DO-253 für 2017 erwartet. Die Revisionshäufigkeit der RTCA liegt höher, als die der EUROCAE. Im Hinblick auf GAST-D wurde ein Bordausrüstungsstandard definiert, um die Entwicklung von Geräte- ausrüstung für die Validierung zu ermöglichen. Damit ergibt sich jedoch die Notwendigkeit für Aktualisierungen im Ergebnis der Validierung. Für die Bodenausrüstung (EUROCAE) wurde der Interoperabilitätsstandard (ICAO SARPs) als ausreichend angesehen, um die Entwicklung von Prototypen für die Konzeptvalidierung zu ermöglichen. 2.7 Zulassungsaspekte 2.7.1 Übersicht Die Darstellung der Zulassungsaspekte erfolgt vor dem Hintergrund der Zulassung der jeweiligen Ausrüstung an Boed und Boden. Die betrieblichen Aspekte - Zulassung der Verfahren und Prozeduren - wird hier nur soweit betrachtet, wie vor dem technischen Hintergrund notwendig. Die Zertifizierung wird gegen entsprechende Spezifikationen durchgeführt, die aus den geltenden Standards abgeleitet werden. Für Bordausrüstung werden diese Spezifikationen von den jeweiligen nationalen zivilen Luftfahrtbehörden (CAA - Civil Aviation Authority) 32 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt herausgegeben. So gibt die FAA die technischen Mindestanforderungen an Luftfahrtgerät als „Technical Standard Orders - TSO“ bzw. für Bodenausrüstung in Form von „Specs“ heraus. Im europäischen Rahmen werden von der EASA die European Technical Stan- dards Orders (ETSOs) herausgegeben. Für Bodenausrüstung ist das genaue Vorgehen der technischen Zulassung in Europa noch uneinheitlich. Im Zuständigkeitsbereich der FAA erstellt diese in Analogie zu den Zulassungsvorschriften für Bordausrüstung eine Zulas- sungsvorschrift für Bodenausrüstung „Spec“. Für die Zulassung von Bodenausrüstung in Europa stellt sich die Situation anders dar. Der europäische Prozess wird im folgenden Abschnitt dargestellt. Diese Zusammenhänge sind in Abbildung 2.5 grafisch dargestellt10. Beim Vergleich der Ausrüstungsstandards (Bord / Boden) wird deutlich, dass die bordseitigen Verfahren der Integritätskontrolle bzw. -überwachung wesentlich detaillierter dargelegt sind. Für die an Bord verwendeten Monitore wird üblicherweise ein mögliches Verfahren angegeben („Acceptable Mean of Compliance“). Das erleichtert die Definition von Zulassungsspezifikationen. Für die Bodenseite erfolgt keine derartige Definition, da die Hersteller selbst dafür verantwortlich sind, geeignete Verfahren zu definieren (und teilweise auch kein Interesse haben, diese zu standardisieren, da sonst Unterscheidungsmerkmale zwischen der Ausrüstung verschiedener Hersteller verloren gehen). Dabei sind folgende Besonderheiten kenntlich gemacht: Seitens RTCA und EUROCAE ist derzeit nicht geplant für GAST-D MASPs zu entwickeln. Die FAA plant keine Spec für das GAST-D-Bodensubsystem. Für GAST-C hat sie eine herausgegeben [FAA05]. Stattdessen werden die ICAO GAST-D SARPs [ICA16b], zusammen mit der GAST-C Spec als ausreichend angesehen. 2.7.2 Zulassungsprozess für Bodenausrüstung in Europa Für die Überführung von GBAS in den Betrieb (inkl. Zulassung) sind folgende Punkte relevant: Die Zulassung von GBAS-Funktionalität im Luftfahrzeug (GBAS Komponenten und Integration) erfolgt durch die EASA. Diese Zuständigkeit ergab sich mit Schaffung der EASA als Nachfolge der Joint Aviation Authority (JAA) im Jahr 2002 und ist in der „Basic Regulation“ (Regulation (EC) No 1592/2002 of 15 July 2002 [Kom02]) festgelegt. Am Boden sind in Europa die „Single European Sky“ (SES) Regularien der Europäi- schen Kommission (EC) ausschlaggebend. Diese sind: • SES Framework Regulation (EC) No. 549/2004: Diese legt den Rahmen für den „Single European Sky“ fest. Im Rahmen dieser Gesetzgebung sind die Mitglieds- staaten verpflichtet, nationale Aufsichtsbehörden („National Supervisory Authori- ties“, NSA) zur Trennung von Aufsicht und Dienstleistung (Air Traffic Service / Air Navigation Service) zu schaffen. • Air Navigation Services Regulation (EC) No. 550/2004: Diese definiert die Flugna- vigionsdienstleister (ANSP)11 10In [RS98] wurde eine ähnliche Darstellung verwendet. Demgegenüber ist der Prozess nun jedoch so ausgelegt, dass eine nahezu parallele Verfügbarkeit der SARPs, Ausrüstungsstandards und (zumindest bei der FAA) Zulassungsgrundlagen erfolgt. Für GAST-D wird seitens der FAA keine Spec erstellt. Der europäische Zulassungsprozess ist noch unklar. 11Im Deutschen war/ist bislang auschließlich der Begriff „Flugsicherungsdienstleistung“ gebräuchlich. Die Regulierung trennt jedoch auch die Dienste (Services) in Flugsicherung „Air Traffic Service“ ATS bzw. „Air Traffic Control ATC“ und Flugnavigationsdienst „Air Navigation Service“ ANS und dem 2.7 Zulassungsaspekte 33 ICAO RTCA/EUROCAE Arbeitsgruppen Draft SARPs MASPs (nicht für GAST D) SARPs Minimum Aviation System Performance Standards – („Green Edition“) Generische Beschreibung CAAs des Gesamtsystems (z.B. FAA, EASA) Approved MOPS SARPs („Blue Edition“) Minimum Operational Performance Standards – TSOs (Bord) Systemspezifische Anforderungen und Testvorschriften Spec (Boden) Entwicklung Zertifizierung Abbildung 2.5: Zusammenhänge zwischen ICAO, Ausrüstungsstandardisierung und Zulassung • Airspace Regulation (EC) No. 551/2004: Diese enthält die Luftraumdefinition. • Interoperability Regulation (EC) No. 552/2004: Diese dient der Sicherstellung der Interoperabilität des Europäischen ATM-Netzwerks. Diese EC-Regulierungen legen auch fest, wie technische (ATM) Systeme in den Betrieb überführt werden. Daher ist diese Regulierung für die weiteren Betrachtungen von besonderer Bedeutung. Oben angegebene Zusammenfassung basiert auf der Darstellung in [EPC13]. Diese grundlegende Regulierung wurde in den darauffolgenden Jahren erweitert (SES II (2009) und SES II+ (2013)). Diese Erweiterungen ändern jedoch nicht grundlegend das Verfahren. Nach der SES-Regulierung bietet ein ATS und ANSP einen GBAS-Anflugdienst, ba- sierend auf einem veröffentlichten Anflugverfahren an. Die Regulation No. 549/2004 legt fest, dass für die Zulassung der Flugnavigationsdienstleistung die nationale Aufsichtsbe- hörde zuständig ist. Der ANSP muss sich als GBAS-Navigationsdienstleister von seiner Aufsichtsbehörde (NSA) zertifizieren lassen (Reg. 2096/07). In Deutschland ist das das Bundesaufsichtsamt für Flugsicherung (BAF) . Dabei lassen sich primär zwei Aspekte bodenseitig festhalten: • Betrieblich: Ein GBAS-Anflugverfahren muss zur Genehmigung bei der zuständi- gen NSA eingereicht werden. Die Prüfung erfolgt auf Übereinstimmung mit den anwendbaren Standards (ICAO DOC 8168 PANS-OPS). Des weiteren muss die be- triebliche Sicherheitsbewertung genehmigt werden. Im Zusammenhang mit dieser entsprechenden Dienstleister „Air Navigation Service Provider“ ANSP Validierung 34 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt müssen auch alle relevanten Prozesse und Verfahren definiert sein. Insgesamt resul- tieren Auswirkungen auf eine Vielzahl von Flugsicherungsfeldern: ATC, ANSP, AIS, usw. • Technisch: Die technische Bewertung folgt dem in EC Regulation No. 552/2004 ([Kom04]) beschriebenen Vorgehen. Das Vorgehen zur technischen Zulassung in Europa gemäß [Kom04] ist in Abbil- dung 2.6 schematisch dargestellt. Ausgangspunkt ist die Prüfung, ob eine Gemeinschaftliche Spezifikation („Community Specification“, CS verfügbar ist: Für GBAS ist das nicht der Fall. Das Erstellen einer CS für GBAS ist vermutlich auch wegen der zwischen den Herstellern unterschiedlichen zugrundeliegenden Algorithmen schwer umsetzbar. Da das nicht der Fall ist, muss geprüft werden, ob eine Gebrauchstauglichkeitserklä- rung („Declaration of Suitability for Use“) gegenüber europäischen Durchführungsverord- nungen der Interoperabilität („Implementing Rule“, IR) möglich ist. Der ANSP ist für die Prüfung der Übereinstimmung mit den Anforderungen der IR und der „Declaration of Suitability for Use“ verantwortlich und bestätigt die erfolgreiche Prüfung mit der „Decla- ration of Verification“ gegenüber der NSA. Die NSA prüft dann ihrerseits die abgegebene Erklärung zusammen mit dem eingereichten Verifikationsmaterial, das im „Technical Fi- le“ enthalten ist. Für GBAS besteht auch diese Möglichkeit so nicht, da keine europaweit gültigen technischen Zulassungsvorschriften (IR) existieren. Die Zulassung muss dann auf Basis einschlägiger Standards und Vorschriften in einem individuell bestimmten Prozess erfolgen. Diesem Prozess liegt ebenfalls die „Declaration of Suitability for Use“ seitens des Hersteller, sowie die „Declaration of Verification“ des ANSPs zugrunde. Jedoch muss mit dem jeweiligen ANSP und der NSA individuell das Vorgehen zur Zulassung (inkl. angewendeter Standardisierungsbasis, Mitteln zum Nach- weis der Konformität etc.) bestimmt werden. Dieses wird dann im Verifikationsplan defi- niert. Für die Beurteilung der Eignung des (technischen) Systems ist das zentrale Element das „Technical File“. Der Inhalt des „Technical File“ ist in [Kom04] generisch beschrie- ben. Die konkrete Ausgestaltung muss mit dem jeweiligen ANSP und NSA im Rahmen der individuellen Zulassung detailliert ausgestaltet werden (Festlegung der „Acceptable Means of Compliance“, AMC, im Rahmen des Verifikationsplans). . 2.7.3 Diskussion des Europäischen Zulassungsprozesses Im vorstehend genannten Prozess kommt dem ANSP eine zentrale Rolle zu. Er ist verant- wortlich, die technische Eignung des Systems festzustellen („Declaration of Verification“) und gegenüber der zuständigen nationalen Aufsichtsbehörde zu vertreten. Die technische Zulassung müsste demnach mit der jeweiligen nationalen Aufsichtsbehörde für die jeweili- ge Implementierung des ANSP erfolgen, d.h. zumindest in jedem Land muss GBAS tech- nisch einzeln zugelassen werden. Die Zulassung bezieht sich auf jede einzelne Anlage, da die Ortsabhängigkeit eingeschlossen ist. Mit konventionellen Systemen funktioniert dieser Ansatz sehr gut, da die Technologien lange eingeführt und ausgereift sind. Die nationale Aufsichtsbehörde nimmt dann die jeweilige Installation ab (Installationszulassung). Durch die fehlenden europaweit geltenden Zulassungsvorschriften müssen diese zu- nächst individuell festgelegt werden. D.h. hier sind Unterschiede im Verfahren mit dem jeweiligen ANSP zu erwarten. Dazu kommt, dass sich ein ANSP zunächst als GBAS- 2.7 Zulassungsaspekte 35 SES EC 552/2004: Indienststellung von Systemen Community Specification (CS, Gemeinschaftliche Spezifikation) verfügbar? Ja / Nein Declaration of Conformity Declaration of Suitability for Use (Konformitätserklärung) (Gebrauchstauglichkeitserklärung) Bewertung der Konformität zu Durchführungsvorschriften durch NSA Implementing Rules (IR, Durchführungsvorschriften der Interoperabilität) verfügbar? Ja / Nein Nachweise ggü. IRs Erbringen von Nachweisen zur Übereinstimmung ggü. relevanten Spezifikationen und Anforderungen: ICAO & EUROCAE und alle anderen zu berücksichtigenden Dokumente Definition eines Verifikationsplans, … Abbildung 2.6: In der SES-Regulierung EC 552/2004 beschriebener Prozess zum Inverkehrbringen von (ATM) Systemen Dienstanbieter zertifizieren muss. Eine wesentliche Schwierigkeit wird bei diesem Vorgehen jedoch in der Bewertung der Leistungsfähigkeit liegen, wie sie für GBAS zunächst völlig ortsunabhängig im Rahmen der technischen Systemzulassung durchzuführen wäre. Im Rahmen der Zulassung muss die zuständige NSA auch prüfen, dass das Leistungsfähigkeitskonzept in der Lage ist, die ge- stellten Anforderungen zu erfüllen. Dabei müssen komplexe Anforderungen, wie Integrität und Kontinuität nachgewiesen werden, die sich nicht direkt testen lassen. Das bedeutet, dass auch die zugrundeliegenden Algorithmen und deren Implementierung bewertet wer- den müssen. Bei den bisher erfolgten GBAS-Zulassungen in Europa akzeptierten die NSA (und die ANSP im Rahmen ihrer Reviews für die „Declaration of Verification“) die Sys- temzulassungsbasis der FAA. Die FAA ihrerseits wurde im Rahmen der Systemzulassung von einem Expertengremium beraten (LAAS Integrity Panel), dass sich aus Experten von Forschungseinrichtungen, Industrie, Zulassungsorganisationen, etc. zusammensetzte und die Algorithmenbewertung durchführte. Aus Gründen des Aufwands sollte ein solcher Prozess nur einmal durchlaufen werden und dann zumindest als Typzulassung feststehen. Durch die nationale Zuständigkeit ist es in Europa nicht gesichert, dass eine einmal erfolgte Typzulassung im gesamten ECAC- Bereich akzeptiert wird. Dazu kommt, dass sich nicht jede NSA in der Lage sieht, die dafür notwendige komplexe Bewertung eigenständig vorzunehmen. Oben genannte Gründe indizieren, dass die erstmalige Zulassung komplexer neuer ATM-Technologien in Europa mit einigen Risiken im Prozess verbunden ist. Alternativen 36 GBAS als Präzisionsanflugsystem in der Luftfahrt wären die Typzulassung europäischer Ausrüstung bei der FAA, oder die Definition eines für Europa einheitlichen, zentralen Vorgehens. In diesem Zusammenhang könnte die EASA eine Rolle spielen. Im Rahmen der SESAR GBAS CAT-III wurde klar, dass die EASA keine formale Zuständigkeit besitzt, sondern nationale Behörden zuständig sind [SLD16]. Tatsächlich ist seitens der EASA ein „Rulemaking Task“ (RMT) definiert, der GBAS abdeckt. Im Rulemaking Programme 2016-2020 der EASA [EASA15] heißt es: „The ob- jective of this task is the development of the requirements for the use of GBAS augmented global navigation satellite system (GNSS) to support CAT-I/II/III operations. Augmen- tation systems (satellite based (SBAS) as well as ground based (GBAS) for precision approach) are proposed to increase the accessibility of airports in lower visual operati- ons, as an alternative to ILS or where ILS is not a viable economical solution. Affected stakeholders: ANSPs and aircraft operators.“ Die Schwierigkeiten im Europäischen Zulassungsprozess für neuartige Bodenausrüs- tung sind der Grund, weshalb eine Trennung zwischen einer ortsunabhängigen Techno- logiezulassung (im Sinne eines „Type Approval“) und der ortsspezifischen Zulassung an- zustreben ist. Im SESAR-Rahmen wurde die EASA gebeten, einzuschätzen, inwiefern sie einen entsprechenden Zulassungsprozess unterstützen könnte. Die EASA ist bereits für die Zulassung von Bordausrüstung zuständig. Wegen der Spezifika des GAST-D-Konzeptes muss dabei das Gesamtsystem hinsichtlich der Leistungsfähigkeit des Konzeptes betrach- tet werden. In Zusammenarbeit mit den nationalen Aufsichtsbehörden (NSA) der ECAC Staaten liegt die Expertise für eine einheitliche Bewertung der Bodenkomponenten und Ausarbeitung entsprechender Zulassungsgrundlagen und Verantwortlichkeiten in einem Europäischen Zulassungsprozess vor. Die entsprechenden Bemühungen im Rahmen von SESAR wurden in [SLD16] zusammengefasst. Würde die vorgeschlagene Trennung von Technologiezulassung und Ortszulassung um- gesetzt, wäre für die Technologiezulassung nachzuweisen, dass von den jeweiligen Kom- ponenten die geforderte Leistungsfähigkeit grundsätzlich erreicht werden kann und dass das grundsätzliche Vorgehen für die Erreichung der Leistungsfähigkeit vor Ort dies sicher- stellt. Die Zulassungskriterien würden hinsichtlich der Leistungsfähigkeit auf den SARPs [ICA16b] und dem Ausrüstungsstandard EUROCAE MOPS ED-114B basieren12. Ent- sprechend der beschriebenen Herangehensweise in Kapitel 6 lässt sich weiterhin abgren- zen, dass das jeweilige Leistungsfähigkeitskonzept auf Subsystemebene, inkl. der Archi- tektur und Algorithmenarchitektur und die daraus abgeleiteten Anforderungen an die HW- und SW- Komponenten, korrekt erfolgt sind. Der Nachweis entsprechend der HW- und SW-Komponenten kann dann vergleichbar zu anderer Ausrüstung erfolgen. Wie in 6 dargelegt, sieht der Verfasser (d. Verf.) die Neuartigkeit der GBAS-GAST-D-Bewertung in der Einschätzung des Leistungsfähigkeitskonzepts, inkl. der Bewertung der eingesetz- ten Verfahren zur Gewährleistung von Integrität und Kontinuität. Mit dem in Kapitel 6 beschriebenen Vorgehen, würden die eingesetzten Modelle und Simulationsergebnisse eine entscheidende Rolle spielen. Ggf. wäre zur Bewertung ein Expertengremium, bestehend aus Experten der Zulassungsbehörden, Systemexperten, Ausrüstungsbetreibern und Ex- perten von Forschungseinrichtungen, hilfreich. Ein entsprechendes Gremium unterstützte z.B. die FAA bei der GBAS-GAST-C-Zulassung („LAAS Integrity Panel“). 12zusätzlich sind eine Reihe weiterer Standards und Richtlinien anwendbar. Kapitel 3 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur 3.1 Übersicht Dieser Abschnitt stellt das GBAS-CAT-II/III Konzept und die Ableitung der Bodensub- systemarchitektur vor. Dazu werden zunächst die Hintergründe der Leistungsfähigkeitsanforderungen zur Durchführung von Anflügen bis CAT-IIIb vorgestellt. Es folgt ein Vergleich alternati- ver Ansätze zur Definition der Anforderungen an ein CAT-III GBAS. Diese basieren v.a. auf der Erweiterung des Konzeptes der Leistungsfähigkeit, wie es für das GAST-C-GBAS Anwendung findet. D.h. sie basieren v.a. auf Erweiterung des xPL-Konzepts. Die damit verbundenen Nachteile werden identifiziert und diskutiert. Anschließend folgt die Vorstellung des von der ICAO definierten GAST-D-Konzeptes für ein CAT-III-GBAS, das letztlich umgesetzt ist und dessen Validierung aus Sicht des Bodensubsystems in dieser Arbeit behandelt wird. Darauf folgt die Ableitung der Bodensubsystemarchitektur zur Unterstützung dieses Konzepts. Gegenüber GAST-C sind Erweiterungen im Bodensubsystem zur Erzielung der geforderten Leistungsfähigkeit notwendig. Diese werden analysiert und beschrieben. 3.2 GBAS-CAT-II/III-Ansätze 3.2.1 Hintergründe der geforderten Sicherheitsniveaus von Systemen zur Durchführung automatischer Landungen Ende der 40er Jahre des 20. Jahrhunderts begann die systematische Entwicklung von „Blindlandeverfahren“, in deren Zusammenhang die Blind Landing Experimental Unit zu nennen ist. Ziel der BLEU war die Entwicklung von Verfahren und Technologien zur siche- ren Landung unter Bedingungen mit schlechter Sicht. Die BLEU analysierte die Anflug- und Landephasen und legte die Elemente eines automatischen Landesystems fest [Cha11]. Die BLEU entwickelte Konzepte für die sichere Auslegung automatischer Anflugsyste- me, d.h. Verfahren zur numerischen Abschätzung der Risiken und Sicherheitsniveaus. Im Ergebnis der Arbeit der BLEU entstand die BCAR 367 als Zulassungsvorschrift für auto- matische Landesysteme [RS98]. Als Konsequenz der nicht hinreichenden Zuverlässigkeit eines einzelnen Reglerstrangs entstanden auch die heute noch genutzten Sicherheits- und Redundandzkonzepte „Voting“ bzw. „Triplex“ und „Dual-Dual“ [Cha11]. Die BLEU legte das geforderte Sicherheitsniveau, ausgedrückt als Risiko eines fata- len Unfalls während der Landung („catastrophic event“), mit 1 pro 10 Millionen Lan- dungen (1 · 10−7/Landung) fest. Die Festlegung dieses angestrebten Sicherheitsniveaus, 37 38 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur „Target Level of Safety“ (TLS), basierte auf statistischen Auswertungen von Flugun- fällen [BAH13]. Die Unfallrate mit katastrophalem Ausgang („catastrophic event“) lag bei 1 · 10−6/Landung und das geforderte Sicherheitsniveau des technischen Systems zur Durchführung automatischer Landungen sollte eine Größenordnung höher liegen 1. Folgt man den Angaben in [Jea10], wird das Risiko eines fatalen Unfalls während der Landung von (1 · 10−7/Landung) wie folgt aufgeteilt: • Gleichmäßige Aufteilung auf die beiden Risiken – Unfallrisiko, wenn alle Elemente innerhalb ihrer Toleranzen arbeiten, fehler- freier Fall: „risk of accident with all elements operating within tolerance“: ⇒ 0, 5 · 10−7/Landung – Unfallrisiko eines katastrophalen Fehlers aufgrund anomalen Betriebes eines Elementes, Fehlfunktion: „risk of catastrophic failure due to abnormal opera- tion of one of the system elements“: ⇒ 0, 5 · 10−7/Landung • Gleichmäßige Aufteilung auf die Vertikal- und Lateralfunktionen: – Vertikalführung: ⇒ 0, 25 · 10−7 – Lateralführung: ⇒ 0, 25 · 10−7 • weitere Darstellung am Beispiel der Lateralführung: Aufteilung des Risikos in sechs Teile2 – Landekurssender („Localizer“): ⇒ 0, 4 · 10−8 – Bordempfänger: ⇒ 0, 4 · 10−8 – Autopilotsystem: ⇒ 0, 4 · 10−8 – Signalausbreitung: ⇒ 0, 4 · 10−8 • Abermalige Aufteilung in vier Teile3 – Landekurssender: → 1 · 10−9/Landung In ähnlicher Weise würde die Aufteilung für die Vertikalführung (Gleitwegsender) erfolgen. Dieser Wert wird dann noch zu gleichen Teilen auf Integrität und Kontinuität aufgeteilt. Der Wert von 1 · 10−9/Landung ist jedoch nach wie vor ausschlaggebend vor dem Hinter- grund der geforderten Sicherheit von Systemen zur Durchführung automatischer Landun- gen, also auch für GBAS. Eine Kontinuitätsverletzung mit daraus folgendem Fehlanflug 1Unklar ist, ob dieser Wert einer generellen Erhöhung der Sicherheit diente, oder ob er bereits eine 1 : 10 Allokation möglicher Unfallursachen während der Landung auf das Autolandsystem darstellte. In [BAH13] heißt es „... Air Registration Board defining the safety requirement for Autoland as no more than one fatal accident in 10 million landings (10 times safer than being achieved by pilots landing manually)“. Das könnte als Allokation auf das Autoland System aufgefasst werden. In [RS98] wird unter Bezug auf die BCAR auf Seite 24 geschrieben „Ein „perfektes automatisches Landesystem“ könnte dieses Risiko noch um ca. eine Größenordnung reduzieren.“, also ein insgesamt höheres Sicherheitsniveau. Bob Jeans stellt in ICAO NSP WG1&2 Oct/2005, WP/40 [Jea10] die Hintergründe der Allokation für ILS vor dem Hintergrund der Definition für GBAS CAT-III dar. In ebenda, Tabelle 1 wird angegeben „Allocate 1 in 10 accidents to the landing system“, was mit [BAH13] übereinstimmt. Nach Risikoaufteilung resultieren jedoch identische Angaben. 2Eine Angabe für die beiden fehlenden Teile konnte in [Jea10] nicht gefunden werden. 3Eine Begründung für diese Vierteilung konnte nicht gefunden werden 3.2 GBAS-CAT-II/III-Ansätze 39 hat heute nicht mehr so schwerwiegende Auswirkungen, so dass sich dieser Aspekt ge- ändert hat. Aktuell wird seitens der ICAO [SGPRC+09] für die Kontinuität ein Wert von 10−5 für die Häufigkeit eines Fehlanfluges angegeben. Dieser Wert berücksichtigt alle Ursachen, nicht nur das technische System. Fasst man die Faktoren der Aufteilung zusammen, ergibt sich ein Wert von 96 (2 ·2 ·6 · 4 = 96). Das entspricht weitestgehend der Darstellung in [RS98], nach der das tolerierbare Risiko (hier 10−7 pro Landung) zu gleichen Teilen auf 100 Fehlerursachen aufgeteilt werden kann, wodurch sich ein Risiko von 10−9 pro Landung für jedes Teilsystem ergibt. Auf die Arbeit der BLEU geht auch die Entwicklung der Anflugkategorien zurück. Die Arbeit dieser Gruppe wurde international akzeptiert und führte zur Gründung des All Weather Operation Panels der ICAO (1964) und schließlich 1965 zur Annahme der Definition der Anflugkategorien. Diese haben - mit Erweiterungen - praktisch bis heute Bestand und sind in ICAO Annex 6, Part 1 [ICA10a] definiert. 3.2.2 GBAS-CAT-III-Anforderungen durch Erweiterung der ILS-Äquivalenz in der Po- sitionsebene Erste Ableitungen der geforderten Leistungsfähigkeit für GBAS CAT-III erfolgten bereits im Zusammenhang mit der Entwicklung des GBAS-Konzeptes und seiner Validierung En- de der 1990er Jahre bis Anfang der 2000er Jahre (s. u.a. [RS98]) und [RTC98]). Diesen liegt die Äquivalenz zum ILS zugrunde. Die angularen Monitorlimits des ILS werden in Fehler in kartesischen Koordinaten in einer Entfernung zur Landebahnschwelle entsprechend der Entscheidungshöhe umgerechnet, welche dann auf 95% Genauigkeitsanforderung zurück- gerechnet wurden (für ILS sind für einige Fehleranteile nur Monitorlimits definiert (LOC & GS Kursführungsfehler, Variation der Empfindlichkeit)). Ein Ansatz, Leistungsanforderungen an GBAS für CAT-III abzuleiten, ist in EURO- CAE ED-144 [EUR07a] angegeben. Dieser basiert ebenfalls auf Erweiterung der ILS- Äquivalenz in der Positionsebene. Die Ableitung der vertikalen Anforderungen erfolgte in [EUR07a] nicht an einem festen Punkt, da während eines CAT-III-Anfluges ab einer bestimmten Höhe der Funkhöhenmesser zur Vertikalführung genutzt wird. Diese Höhe unterscheidet sich je nach Flugzeugtyp und liegt zwischen 100ft und 50 ft. Es wurde eine Methode angewandt, die auf Verfahren der Kollisionsrisikomodellierung („Collision Risk Modell“, CRM) basiert und mit der eine Äquivalenz der Winkelfehler zu mittel- wertverschobenen kartesischen Fehlern („Beta to Bias“) untersucht werden konnte. Ein vorhandener Fehler während des Anfluges wird über den Gleitpfadwinkel in die longi- tudinale Verschiebung des Aufsetzpunktes transformiert. Der FTE wurde festgehalten und der als normalverteilt modellierte NSE variiert. Das Flugzeug muss innerhalb einer vorgegebenen Region auf der Landebahn aufsetzen, damit die Landung sicher ist. Diese Aufsetzzone, „Touchdown Box“, wird im Zusammenhang mit dem GAST-D-Konzept im Abschnitt 3.3 vorgestellt. Die daraus resultierenden Anforderungen lagen zwischen den aus Durchstoßpunkten abgeleiteten Anforderungen in 50 ft und 100 ft. Die „A“ Revision der (GAST-C) MASPs ([RTC04]) gibt auch Ableitungen für GBAS CAT-II & III an. Diese wurden teilweise auch für die Ableitung des GAST-D-Konzeptes verwendet. Hier wurde ein etwas anderes Vorgehen angewandt. Es wurde umgekehrt, mit analytischen Verfahren untersucht, welche Anforderungen an den bordseitigen Regelfehler 40 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur (FTE) resultieren, wenn das VAL mit 10 m (wie unter GAST-C verwendet) zugrunde ge- legt wird. Das zugrundeliegende Modell zur Bestimmung der Aufsetzpunkte transformiert ebenfalls Fehler um den Anflugpfad, über den Gleitpfadwinkel in Fehler in Bezug auf die Aufsetzzone. Der Gesamtfehler (TSE) wird als normalverteilt angenommen. Dieser Teil der Ableitung für den fehlerfreien Fall wird im Zusammenhang mit dem GAST-D-Konzept referenziert. Für die Faktoren der Protection Level wurden höhere Werte, entsprechend der höheren geforderten Leistungsfähigkeit, angesetzt. Die Untersuchung berücksichtigte die H0- undH1-Hypothesen. In lateraler Richtung wurden LAL-Werte aus der TSE-Forderung bestimmt. Wie in ED-144 [EUR07a] wurde dazu ein Wert von 10−6 zugrunde gelegt und damit der geforderte Wert der nominalen Standardabweichung des TSE bestimmt. Mit Annahmen an den FTE wurde dann der laterale NSE bestimmt. Die sich mit den unterschiedlichen Verfahren ergebenden Anforderungen an ein CAT- III GBAS sind in Tabelle 3.1 angegeben4. Tabelle 3.1: Vergleich der Anforderungen an ein CAT-III-GBAS aus verschiedenen Analysen, basierend auf ILS-Äquivalenz Wert MASPs alt [RTC98] ED-144 [EUR07a] MASPs [RTC04] V NSE 2σ [m] 2, 0 1, 0 1, 5 LNSE 2σ [m] 6, 2 3, 6 5, 0 V AL 5, 3 2, 6 (10) LAL 15, 5 10, 4 17 Integrität (10−9) 10−9 Kontinuität (2 · 10−7) 1− 2 · 10−6 Expositionsdauer [s] 15/30 (Vertikal/Lateral) Verfügbarkeit 0, 99 . . . 0, 99999 0.999 0, 99 . . . 0, 99999 3.2.3 Identifizierte Schwierigkeiten durch die Erweiterung in der Positionsebene Der Vorteil der Ableitung der Systemanforderungen durch ILS-Äquivalenz ist eine expli- zite Anforderung an die vom Bodensubsystem ausgestrahlten Informationen (Signal im Raum, „Signal in Space“ - SiS) mit klarer Trennung zwischen den Subsystemen. Daraus resultiert auch eine Möglichkeit, die Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems zu bestimmen. Nachteilig ist, dass diese Trennung (konservative) Annahmen an den TSE erforderlich macht. Dies wurde bereits bei der Umsetzung der GAST-C-Leistungsfähigkeit deutlich. Die Aufteilung erfolgt über die Beziehung σ2 2TSE = σNSE + σ2FTE. Diese macht es er- forderlich, die Fehlerbestandteile als normalverteilt anzusehen, denn nur dann ist diese Beziehung gültig. D.h. die tatsächlichen Verteilungen müssen einzeln durch Normalverteilungen substitu- iert werden, so dass jede einzelne modellierte Normalverteilung die tatsächliche überdeckt. Bordseitige Möglichkeiten der Avionikintegration, wie Kopplung mit Trägheitsnavigation 4Für MASPs alt macht [RTC98] keine numerischen Angaben zu Integrität und Kontinuität. Die an- gegebenen Werte sind [RS98] entnommen. Aus ED-144 [EUR07a] wurde jeweils der strengste Wert ange- geben. 3.2 GBAS-CAT-II/III-Ansätze 41 und Funkhöhenmesser, können in einer statischen Aufteilung nicht berücksichtigt wer- den. Damit ist die Möglichkeit, den NSE gegen den FTE aufzuwiegen, solange der TSE innerhalb seiner Grenzen bleibt, nicht möglich. Soll die so erzielte NSE Anforderung über das Protection-Level-Konzept sicherge- stellt we∑rden, ergibt sich∑folgende K∑ette der Beziehu∑ngen der Größen: NSEmax = xAL > xPL = k · sx,i · σi > sx,iσi = KinfRMSi > RMSi. Dabei werden praktisch auf jeder Stufe der Ungleichung Maßnahmen getroffen, die sicherstellen, dass die Ungleichung erfüllt ist (i.d.R. durch zusätzliche Faktoren). D.h. die tatsächliche Integrität ist höher, als die theoretisch abgeleitete. Das ist einerseits wünschenswert, da die Sicherheit gewährleis- tet ist, wird jedoch zum Problem, wenn es sich um Größenordnungen von Zehnerpotenzen der resultierenden Wahrscheinlichkeiten handelt, da dann sehr umfangreiche Maßnahmen getroffen werden müssen, um diese Leistungsfähigkeit zu gewährleisten. Beispiel: Im Bereich der extrem kleinen Wahrscheinlichkeiten führt bereits eine kleine Erhöhung der K-Faktoren zu großen Auswirkungen auf die Wahrscheinlichkeit: mit dem GAST-C Kffmd = 5, 85 ergibt sich (im fehlerfreien Fall) ein xPL Risiko: 5 · 10−8. Die Anwendung eines Kinf = 1.2 in einer vorherigen Stufe, wie es sich z.B. ergibt, wenn eine Überdeckung der Randbereiche der Verteilung aufgrund ungenügender Aussagekraft notwendig ist, führt zu 2.2 · 10−11, also einer Erhöhung der Sicherheit um das 2000-fache! Dieses Vorgehen berücksichtigt auch nicht, dass die Überlagerung mehrerer Zufalls- größen mit unterschiedlichen Verteilungen mit steigender Anzahl der Zufallsgrößen gegen eine Normalverteilung strebt (Gesetz der großen Zahlen). Die bereits erwähnte Beziehung zwischen den Integritätswerten (σ) und nominaler Genauigkeit (RMS) führte dazu, dass zusätzliche K-Faktoren verwendet werden, um die Integrität sicherzustellen. Diese würden vermutlich unter der konservativen Annahme der höheren geforderten Integrität abgeleitet, so dass sie zusätzlich anwachsen. Jede einzelne Fehlerursache wird konservativ behandelt, um sicherzustellen, dass die Sicherheitsfaktoren nicht unterschritten werden. Dabei müsste statistisch gesehen eine gleichmäßige Über- und Unterschreitung der Faktoren erfolgen, wenn die Fehlerverteilung um ihren Mittelwert variiert. Als Beispiel sei hierzu die Genauigkeitsforderung an das Bodensubsystem (GAD- Kurve) genannt: Da diese in ICAO Doc 8071 [ICA ] spezifiziert ist, wird sie als Grenzkurve aufgefasst, die nicht überschritten werden darf. Würde sie jedoch als Standardabweichung aufgefasst, so müsste es Elevationsklassen geben, in denen eine Über- oder Unterschreitung erfolgt. Bei der CAT-I-Betrachtung wurde konservativ jede Überschreitung des xPL durch den NSE, unabhängig vom xAL unterbunden, obwohl sich der kritische Fall erst mit Er- reichen der xAL ergibt. Die Konzentration auf die Erweiterung geforderter Genauigkeiten (in der Positionsebene) zur Gewährleistung der Integrität führt zu zusätzlicher Konser- vativität, da die Integrität mit ihren extrem geringen Risiken ja stets gewährleistet sein muss. Die nominale Fehlerallokation würde konservativ auf Bord und Boden aufgeteilt. Dabei würden alle möglichen Satellitenkonstellationen zu berücksichtigen sein. Ein Auf- wiegen schlechterer Genauigkeit in der Schrägentfernungsebene (ausgedrückt als „User Equivalent Range Error“, UERE) durch eine bessere Geometrie (ausgedrückt über die Dillution of Precision, DOP ) über die Beziehung NSE ∼ DOP · UERE, kann nicht erfolgen. 3/4 des gesamten SiS Integritätsbudgets entfällt auf Fehler, die nicht dem xPL-Konzept zuzurechnen sind. Bestimmte Fehleranteile, wie die durch die Ionosphäre hervorgerufenen, 42 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur könnten an Bord besser beobachtbar sein. Die alleinig bodenseitige Berücksichtigung führt zu konservativen Annahmen, da der bordseitige Fehler für die Bodenstation nicht beob- achtbar ist und somit konservative Maßnahmen getroffen werden, um die Integrität zu gewährleisten. 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO 3.3.1 Betrachtung auf Systemebene Die Nachteile der Ableitung von Systemanforderungen an den NSE in der Positionsebene führten zu einer alternativen Definition eines GBAS für CAT-III. Einige Ansätze (Ver- wendung des V AL = 10m) sind in den MASPs bereits berücksichtigt. Ebenfalls darin enthalten ist der Ansatz einer bordseitigen Ionosphärenfehlerüberwachung (bordseitiger CCD Monitor). Eine erste Übersicht über alternative Verfahren erfolgte durch die FAA und ist in [CD06] veröffentlicht5. Das GAST-D-Konzept wurde zusammen mit den vorläufigen SARPs im Mai 2010 akzeptiert. Die Beschreibung des Konzepts inkl. der Ableitung der Systeman- forderungen ist im „Concept Paper“ [IBC+09] dargelegt. Das Konzept wurde im Rahmen der Validierung erweitert und die Beschreibung entsprechend angepasst [NSP16]. Kern des GAST-D-Konzeptes ist die möglichst vollständige Umsetzung eines TSE- Ansatzes. Dieser ermöglicht den Ausgleich zwischen NSE und FTE so dass der TSE ein- gehalten wird. Zusätzliche bordseitige Maßnahmen zur Gewährleistung der Leistungsfä- higkeit können so berücksichtigt werden. Diese Maßnahmen sind teilweise standardisiert und teilweise flugzeugspezifisch auf die jeweilige bordseitige Integration bezogen. Die Zu- sammenhänge sind in Abbildung 3.1 grafisch dargestellt. Lufttüchtigkeits- und betriebliche Anforderungen Kann gegeneinander Leistungsfähigkeit des NSE Leistungsfähigkeit des FTE aufgewogen werden GBAS-Anteil zur NSE Andere bordseitige NAV Leistungsfähigkeit Sensoren Eigenschaften Eigenschaften Nicht- des GBAS- Standardisierte des Satelliten- standardisierte Bodensubsyste Eigenschaften subsystems Eigenschaften ms Verantwortung des Bodensubsystems Eigenschaften des Bordsubsystems Legende Bordseitige Anforderungen Flugzeugspezifische Anforderung nach Annex 10 Anforderungen Abbildung 3.1: Übersicht über standardisierte Anteile beim GBAS GAST-D (nach [IBC+09]) 5Davor liegende Überlegungen erfolgten im Rahmen des ICAO NSP und sind in Arbeitspapieren dargelegt. 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO 43 Der verfolgte Ansatz ist die Definition einer bord- / bodenseitigen Schnittstelle der Leistungsfähigkeit, indem die Anteile des Bodensubsystems und des Satellitensubsystems standardisiert werden. Zusätzlich ist nach wie vor eine gewisse Standardisierung der bord- seitigen Leistungsfähigkeit notwendig. Die sichere Landung in der Touch Down Box wird über die Wahrscheinlichkeit des Ein- treffens dieser Forderung nachgewiesen (10−6 im Falle des ILS [CD06], s. auch Abschnitt 3.2.1). Für den Nachweis werden Modelle, die das Rauschverhalten des Navigationssignals simulieren, genutzt („Noise Model“). Diese sind für ILS standardisiert, ebenso für GBAS (die Beschreibung des GAST-C-Modells enthält [Mur04], die des GAST-D-Modells ist in [NMA09] und [NMAM10] beschrieben). Der Navigationssystemfehler wird dabei als normalverteiltes Rauschen modelliert. Die Genauigkeit ist als 95%, bzw. 2σ Wert cha- rakterisiert. Dieses NSE-Modell wird mit einem Modell des Bordregelsystems und der Flugzeugdynamik kombiniert und erlaubt die Bestimmung der Wahrscheinlichkeit der sicheren Landung im ungestörten Betrieb und unter Berücksichtigung von Störungen. Simuliert man die Wahrscheinlichkeit der sicheren Landung unter Auslassen des NSE- Modells (wie in [CD06] beschrieben), lässt sich der FTE-Einfluss auf die Aufsetzpunkt- verteilung bestimmen. Die Standardabweichung des FTE unter verschiedenen Einsatz- bedingungen ist dem jeweiligen Luftfahrzeug bekannt. Damit konnte für verschiedene Standardabweichungen des FTE und für verschiedene Gleitpfadwinkel die Verteilung der nominalen Aufsetzpunkte („Nominal Touch Down Point“, NTDP) bestimmt werden und daraus eine Anforderung an den NSE abgeleitet werden. Entscheidender Unterschied zu vorherigen Ansätzen ist, dass die erweiterte Schnitt- stelle der Leistungsfähigkeit nicht als Positionsfehler, sondern als Schrägentfernungsfehler beschrieben wird. Stellt man eine Anforderung an die schlechtest mögliche Satelliten- geometrie auf, für die eine ausreichende Verfügbarkeit gegeben ist, lässt sich die NSE- Anforderung als Anforderung an den Schrägentfernungsfehler ausdrücken. Bordseitig wird statt der mit 100 s Zeitkonstante der Trägerphasenglättung, eine Po- sitionslösung mit einer Filterzeitkonstanten von 30 s verwendet. Dadurch ergibt sich ein kleinerer Divergenzfehler (xair + 2τvair) in Gleichung B.7 durch residuale ionosphärische Einflüsse. Wie in [MHB10] dargelegt, erlaubt die zusätzliche Positionslösung unter be- stimmten Umständen eine Erkennung ionosphärischer Störungen. Das erhöhte Rauschen der mit 30 s geglätteten Positionslösung wird als tolerabel betrachtet. Kern - zumindest aus Bodensicht - ist jedoch die Schnittstelle an die Leistungsfähigkeit, wie in [IBC+09] dargelegt. Mit diesem Vorgehen wird der NSE nun selbst als Fehlfunktion des bordseitigen Systems betrachtet. Die NSE-Anforderung an das Bodensubsystem wird nun in der Schrägentfernungsebene festgelegt. Die Ableitung der Anforderungen basiert auf den Luftüchtigkeitsforderungen der FAA [FAA99] und EASA [EAS03], nach der das Flugzeug unter allen Betriebsbedingungen sicher in der Touchdown Box landen muss. Die NSE-Anforderung wird dabei unter Berücksichtigung des fehlerfreien Falls und zweier Fehlerfälle abgeleitet: • Fehlerfreier Fall („Nominal Performance“ gemäß FAA AC120-28d [FAA99] • Grenzfehlerfall („Limit Case“ gemäß EASA CS-AWO [EAS03] • Fehlfunktion („Malfunction“) gemäß FAA AC120-28d [FAA99] Damit lässt sich unter Definition einer schlechtest möglichen Satellitengeometrie eine Anforderung an den differentialkorrigierten Schrägentfernungsfehler aufstellen. Die Wahr- 44 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur scheinlichkeit für das Auftreten eines bestimmten Fehlers stellt damit die Schnittstelle der Leistungsfähigkeit in der Schrägentfernungsebene dar und ist Grundlage der bodenseitigen Definition der Überwachungseinrichtungen. Aus den festgelegten bordseitigen Minimalforderungen an die schlechtest mögliche Sa- tellitengeometrie und maximale Regelabweichung (FTE) ergeben sich Anforderungen an die bordseitige Integration. Diese Minimalanforderungen wurden so aufgestellt, dass sich eine ausreichende Verfügbarkeit des Gesamtsystems ergibt. Im Rahmen der Flugzeugzulas- sung muss der Hersteller dann nachweisen, dass die jeweilige Bordintegration die sichere Durchführung einer CAT-IIIb-Landung (oder ggf. höheres Minimum) erlaubt. Die tat- sächlichen Geometrien und Regelabweichungen der Flugzeuge sind vermutlich wesentlich besser als die Minimalforderungen zur Definition der Schnittstelle an die Leistungsfähig- keit. Die letztendliche Entscheidung, ob mit dem garantierten maximalen Schrägentfer- nungsfehler unter Berücksichtigung der aktuellen Satellitengeometrie eine sichere Landung möglich ist, wird an Bord getroffen. Damit ist die mit GAST-C eingeführte xPL-basierte Entscheidung nun vollständig in das Bordsubsystem verlagert worden. Bordseitig wird sichergestellt, dass der NSE mit der aktuellen Satellitengeometrie unter Berücksichtigung des maximal möglichen differentialkorrigierten Schrägentfernungsfehlers hinreichend für die sichere Landung des jeweiligen Flugzeugtyps mit dem gegebenen FTE ist. Die differentialkorrigierten Schrägentfernungsfehler setzen sich aus Fehleranteilen, die lokal am Flugzeug entstehen, differentiellen Fehlern, die nur für das Bordsegment beob- achtbar sind und dem Bodenfehleranteil (z.B. durch Mehrwegeausbreitung) zusammen. Eine Zuordnung der Fehlerursachen und der Maßnahmen ihrer Berücksichtigung ist schematisch in Abbildung 3.2 gezeigt. Landung in der Touch-Down Box Andere Fehlerhafter NSE Andere Nominaler NSE FTE Sensoren (Limit & Malfunc.) Sensoren Rauschen der Fehler entlang des Fehler des Fehler im Satelliten- nominalen Ausbreitungs- Bodensubsystems subsystem (~10-9) Positionslösung pfades (~10-9) (1x10-9) RRx H2 Geo- Anom. RS Über- xPL(H0) metrie- xPL(H1) RRFM Iono Mon. wachg. VDB auswahl Integrität IGM Komponen- Ephem. tenfehler svert~N( RRx s , DSIGMA PR_GND s Accel. s , Vert Fehler- HW Fehler Tropo rate sVIG) SQM CCDAir SW Fehler Sat CCDGND CCD Korr. MP / EIG RFI / … Abbildung 3.2: NSE-Fehlerursachen und Zuordnung der Maßnahmen ihrer Berücksichtigung Quellen für den NSE Fehler sind: • Fehler innerhalb des Satellitensubsystems: bodenseitige Überwachungsmaßnahmen stellen sicher, dass das damit verbundene Integritätsrisiko < 10−9/Landung ist. 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO 45 • Fehler innerhalb des Bodensubsystems: Die Auslegung des Bodensubsystems stellt sicher, dass das damit verbundene Risiko < 10−9/Landung ist. • Atmosphärische Anomalien, wie Störungen durch die Ionosphäre: Eine Kombination bord- und bodenseitiger Verfahren stellt sicher, dass das damit verbundene Risiko < 10−9/Landung ist. • Fehler des ungestörten, nominalen Betriebes (NSE Rauschen) der bordseitigen Emp- fänger und bodenseitigen Schrägentfernungskorrekturen: Kombinierte Maßnahmen stellen sicher, dass das damit verbundene Risiko < 10−9/Landung ist. Der letzte Fall untergliedert sich in: • Bodenseitige Unterstützung der xPL: Diese erfolgt wie für GAST-C mit einer Inte- grität von 1− 5 · 10−8/150s • Bordseitige Satellitengeometrieüberwachung („Geometry Screening“): Diese stellt sicher, dass mit dem gegebenen modellierten Rauschniveau (σ) der TSE eingehalten werden kann • Bordseitige Überwachung („Reference Receiver Failure Monitor“, RRFM): Diese Überwachung stellt eine Erweiterung der H1-Hypothese dar, mit der das damit verbundene Risiko < 10−9/Landung wird. Dabei bleiben alle GAST-C-Anforderungen erhalten und die GAST-D-Anforderungen sind zusätzlich zu erfüllen. Da die zur bordseitigen Kursführung genutzte Positionslösung aus 30 s differential- korrigierten Schrägentfernungsmessungen gewonnen wird, werden die 100 s xPL in für 30 s gültige überführt: LPL = LPL100 +DL V PL = V PL100 +DV (3.1) mit DL Differenz der lateralen Projektion der bordseitigen Positionslösungen mit 30 s und 100 s Trägerphasenglättung DV Differenz der vertikalen Projektion der bordseitigen Positionslösungen mit 30 s und 100 s Trägerphasenglättung Verbunden mit dem Ansatz, dass letztendlich das Bordsegement im Rahmen des Luft- tüchtigkeitsnachweises zeigt, dass die Anforderungen an die sichere Landung erfüllt sind, existiert keine übergeordnete Spezifikation des gesamten NSE. Somit kann auch keine übergeordnete Anforderung an das SiS wie für GAST-C angegeben werden. D.h. An- nex 10, Tabelle 3.7.2.4-1 [ICA16b] enthält keinen Eintrag für CAT-II/III. Demzufol- ge lässt sich (zumindest von Bodenseite aus Standardsicht) keine Aufteilung der Leis- tungsfähigkeit (Performanceallokation) aufstellen. Nichtsdestotrotz hat es entsprechende Versuche gegeben: Das SESAR P15.3.6 D03 [AHP+11] enthält eine detaillierte Analy- se des GAST-D-Konzepts. Darin enthalten sind Ansätze zur Beschreibung der GAST- D-Integritätsallokation. Analysen sind auch in der betrieblichen Sicherheitsbewertung im P15.3.6 D22 [RSL+15] und D33 [RSA+16] gemacht worden. SESAR P15.3.6 D07 46 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur [SBK+12] und D08 [SBK15] enthalten Analysen zur Leistungsfähigkeit des GAST-D- Bodensubsystems und geben mögliche Allokationen an. Im Endeffekt muss jedoch fest- gehalten werden, dass diese als unzureichend zu betrachten sind. Ohne genaue Kenntnis der bordseitigen Integration lässt sich eine korrekte Allokation nicht aufstellen und ist deshalb hier nicht enthalten. Man kann generell sagen, dass die standardisierten Eigenschaften sicherstellen, dass in Übereinstimmung mit FAA AC120-28D [FAA99] das Risiko jeder Einzelursache, die zu einem katastrophalen Ereignis führen kann, extrem unwahrscheinlich ist. Ähnlich verhält es sich mit der Kontinuität, die sich aus Bodensicht nicht ohne wei- teres für das Gesamtsystem aufstellen lässt. Allerdings lässt sich hier besser eine Idee angeben, die zeigt, dass die Kontinuität mit dem vom ICAO IFPP geforderten Wert 10−5 Fehlanflügen pro Landung übereinstimmt (s. [NSP16]). Jedoch kann hier durchaus eine separate Kontinuitätsaufteilung für das Bodensubsystem erfolgen. 3.3.2 Definition der Schnittstelle der Systemleistungsfähigkeit zwischen Bord und Boden Das Bodensubsystem ist dafür verantwortlich, dass die spezifizierte Leistungsfähigkeit der Überwachungseinrichtungen der Schrägentfernungen mit einer Wahrscheinlichkeit von 1−10−9 in jedem 30-s-Intervall erreicht wird, was eine verschärfte Anforderung gegenüber GAST-C darstellt. Die Hintergründe sind [NSP16] zu entnehmen. Dabei liegen die zuvor genannten Anforderungen aus den Lufttüchtigkeitsanforderungen zugrunde: Folgende An- forderungen liegen zugrunde: 1. AC 120-28D, Abschnitt 6.3.1 - „Nominal Performance“ 2. AC 120-28D, Abschnitt 6.4.1 - „Performance with Malfunction“ 3. CS AWO Subpart 1 - „Performance Demonstration Limit Case Conditions“ Der nominale Fehler ist durch das Rauschen des NSE charakterisiert. Dabei bleiben die Anforderungen an das Bodensubsystem, also vor allem die Anforderungen an die Fehlercharakterisierung durch σPR_GND, σTropo und σV ig wie bei GAST-C erhalten. Die Erweiterung der Leistungsfähigkeit erfolgt über einige dezidierte neue Anforderungen: Für die xPL(H0) Hypothese wird gefordert: 1. Fehlercharakterisierung der Anteile des Bodensubsystems: Die Forderung nach der Fehlercharakterisierung der Anteile des Bodensubsystems durch die Standardabwei- chung in der Positionsebene bleibt erhalten („Additional Bounding Requirement“, SARPs [ICA16b] App. B, 3.6.7.1.2.2.1.1). Diese Anforderung erlaubt es dem Bord- segment anzunehmen, dass die Fehler normalverteilt sind. Somit kann der nominale Fehler entsprechend der höheren geforderten Integrität berechnet werden. 2. Bordseitige Geometrieauswahl: Unter Kenntnis des Bodenfehleranteils und der Si- cherheitsfaktoren sowie des Bordfehleranteils kann geprüft werden, ob die Geome- trie für die Landung ausreicht. Um bodenseitige Analysen zu ermöglichen, wird ein svert,max ≤ 4 berücksichtigt ([IBC+09]). Die Minimalforderung an die Satellitengeo- metrie sichert, dass der maximale Positionsfehler begrenzt wird. Die Geometriean- forderung wird als Anforderung an das vertikale Element der Projektionsmatrix für den i-ten Satellit ausgedrückt: svert,i,max ≤ 4. Die Grenze für diesen Parameter ba- siert auf Simulationen der Satellitengeomtrie und er wurde so gewählt, dass dieser 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO 47 Wert nur sehr selten erreicht wird, womit die Verfügbarkeit gesichert ist. 3. Differenzwerte der mit 30 s und 100 s geglätteten Positionen: Die Addition der DL und DV Werte zu den xPL erfolgt, um die mit 30 s geglättete Positionslösung bei der Berechnung der xPL zu berücksichtigen. 4. Standardabweichung der Fehler der mit 30 s geglätteten PRC: Es erfolgt die Über- mittlung eines σPR_GND,30. Dieses muss jedoch nicht, wie das σPR_GND,100, größer als die Standardabweichung der tatsächlichen Verteilung sein. Das σPR_GND,30 soll die Verteilung des Fehlers der mit 30 s geglätteten PR nur charakterisieren. Das σPR_GND,30 wird in der Wichtungsmatrix verwendet und erlaubt vom Boden einen gewissen Einfluss auf die bordseitige Geometrieauswahl. Mit diesen Maßnahmen kann davon ausgegangen werden, dass das Rauschen im fehler- freien Fall bis < 10−9 abgesichert ist. Die Erweiterung der xPL(H1)-Hypothese wird durch eine zusätzliche bordseitige Über- wachung (RRFM) und ggf. ergänzende Maßnahmen der Bordintegration (wie Trägheits- navigation) sichergestellt. Das Verfahren ist in [MHS+12] angegeben. Bodenseitig ist es dabei wichtig, dass die Zuordnung der B-Werte zu den Referenzempfänger (RRx) im Betrieb nicht geändert wird und dass die maximale Fehlerrate der Bodenempfänger be- kannt ist, um als a-priori-Wahrscheinlichkeit für das Eintreten der Fehlerbedingung, dem Bordsegment bekannt zu sein. Daneben sind die Fehlerfälle des NSE zu berücksichtigen. Dabei werden die Lufttüch- tigkeitsanforderungen für den Grenzfall und den Fehlfunktionsfall auf den GBAS NSE angewendet, um ihn als Fehlerfall zu betrachten. Ein entsprechendes Vorgehen gibt es so für das ILS Signal nicht. Der „Malfunction Case“ beschreibt den Fall einer einzelnen fehlerhaften Schrägent- fernungsmessung ER aufgrund eines Satellitenfehlers, deren Eintrittswahrscheinlichkeit (P −9apriori > 10 ) ist. Dieser Fall führt zur Anforderung, dass P (Er > 1.6m) < 10−9. Der „Limit Case“ beschreibt den Fall, dass alles normal arbeitet, ein Parameter - in diesem Fall eine Schrägentfernungsmessung - jedoch gestört ist. Je größer die Störung, umso wahrscheinlicher wird es, dass das Flugzeug außerhalb der Touch Down Box landet. Diese Abhängigkeit wird über die „Limit Condition“ durch die Wahrscheinlichkeit nicht- erfolgreicher Landung („Unsuccessful Landing“) PUL = f(ER) = f(EV /sV ert) als Funkti- on des vertikalen Positionsfehlers bzw. Schrägentfernungsfehlers ausgedrückt. Dieser Fall bestimmt die zulässigen Fehlergrenzen („Constraint Region“) für kleinere Schrägentfer- nungsfehler und höhere Wahrscheinlichkeiten. Die Bedingungen wurden von C.A. Shively ursprünglich in [Shi07] dargelegt und bilden die Basis der in [NSP16] abgeleiteten Anforderungen. Der Ableitung der Fehlergrenzen liegen folgende Annahmen zugrunde: • Bestimmender Fall ist die vertikale Richtung • Bodengenauigkeit6: GAD C3 ⇒ Kffmd(M = 3) = 5, 81 6In [ICA16b] sind drei Genauigkeitsklassen für das Bodensubsystem definiert. GAD A kennzeichnet einfache Empfänger- und Antennentechnologie, GAD B erweiterte Empfänger und einfache Antennentech- nologie und GAD C kennzeichnet erweiterte Antennen- und Empfängertechnologie. Die Zahl kennzeichnet die Anzahl installierter Antennen im Bodensubsystem. 48 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur • Bordgenauigkeit7: AAD B • max. vertikales Alert Limit: V AL < 10 m • größter nominaler vertikaler NSE: NSEff,V = V AL/Kffmd = 1.72 m • FTE des Bordsegments im Grenzfall: FTELimitCase ≤ 150 ft • FTE des Bordsegments im Fehlfunktionsfall: FTEMalfunctioncase ≤ 180ft • max. vertikale Projektion der Schrägentfernung des i-ten Satelliten in die Positions- ebene: svert,i,max = 4 • minimaler Gleitpfadwinkel = 2.5° Das in [NSP16] beschriebene Verfahren zur Ableitung der Anforderungen an die ma- ximalen Schrägentfernungsfehler ist in Anhang B.4 zusammengefasst. Der durch diese Grenzen definierte maximale Fehler ist vom Bodensubsystem sicherzustellen. Um die Handhabung zu vereinfachen, wurde eine vereinfachte Form der Fehlergrenzen für den Limit Case definiert, die den Anforderungen in den SARPs [ICA10b] zugrunde liegt. Demnach ergeben sind die geforderten Wahrscheinlichkeiten eines unentdeckten NSE („Probability of Missed Detection“, Pmd) wie in Tabelle 3.2 angegeben. Tabelle 3.2: Monitor Pmd,limit (nach [ICA10b]) Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit Pmd,limit Schrägentfernungsfehler ER[m] Pmd,limit ≤ 1 0 ≤ |ER| < 0, 75 Pmd,limit ≤ 10(−2,56·|ER|+1,92) 0, 75 ≤ |ER| < 2, 7 P −5md,limit < 10 2, 7 ≤ |ER| <∞ Die sich ergebenden Grenzen der Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit ergeben sich aus der Überlagerung der Limit Case und Malfunction Grenzen. Sie sind in Abbildung 3.3 gezeigt. Die x-Achse zeigt den Schrägentfernungsfehler eines Satelliten, der sich über NSEV = ER · sV ert +NSEff,V in den Positionsfehler überführen lässt. Wie in Gleichung B.27 angegeben, ist im Fehlfunktionsfall das a-priori-Risiko zu be- achten: PMalf = 10−9/Papriori. Ein Risiko von 1 führt zu der in Abbildung 3.3 blau gestri- chelt dargestellten unteren Kurve im Fehlfunktionsfall, während ein a-priori-Risiko von 10−4 zur oberen Kurve bzw. der in rot dargestellten ICAO-Begrenzung führt. Diese Pmd Anforderung bezieht sich in erster Linie auf Anforderungen für die Schrägentfernungs- überwachung des Bodensubsystems. Für das Auftreten unerwarteter Satellitenfehler ist die Eintrittswahrscheinlichkeit < 1. Darauf wird in Kapitel 4 noch eingegangen. In Abbildung 3.3 sind beispielhaft drei fehlerbehaftete NSE-Verteilungsfunktionen NSE = ER + NSEff,V /4 gezeigt. Die strengste Anforderung an den NSEV ergibt sich, wenn im Malfunktion Case ein apriori = 1 anzunehmen ist. Dann muss mit einer Wahr- scheinlichkeit von 1 − 10−9 der Schrägentfernungsfehler unter 1, 6 m gehalten werden. Das ist möglich, wenn das nominale Rauschen σ ≈ 0.135 beträgt. Die Schwelle, ab der der Fehler anfängt erkannt zu werden, liegt bei ca. 0, 75 m. Kann ein kleineres a-priori- Risiko für das Eintreten von Fehlern angenommen werden, so ist die Grenzfall-Bedingung 7In [ICA16b] sind zwei Genauigkeitsklassen für das Bordsubsystem definiert: AAD A für einfache Empfänger- und Antennentechnologie. AAD B für erweiterte Empfänger und einfache Antennentechno- logie. 3.3 Das GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept der ICAO 49 limitierend für den zulässigen Schrägentfernungsfehler. Ein leicht höheres Rauschen ist zulässig (σ = 0, 145 m) mit einer Erkennung der Fehler ab ca. 0, 85 m. Für stärkeres Rauschen wird die Limit-Case-Bedingung verletzt, d.h. bei kleinen Werten des a-priori- Risikos muss darauf geachtet werden, sich nicht allein auf die Fehlfunktionsfall-Bedingung zu konzentrieren (s. auch [AHP+11]). Die Fehlergrenzfunktion nimmt im Limit Case einen asymptotischen Verlauf an, da das Grenzrisiko durch die rechtsseitige komplementäre Verteilungsfunktion der Normal- verteilung dividiert wird. P Kurven für verschiedene Standardabweichungen des NSE−Rauschens md und P Grenzen mit Darstellung der Variation mit dem Gleitpfadwinkel (GPA) md 0 10 GPA ↑ Limit Case P −2 md 10 −5 Malfunction P ; P =10 md a−priori GPA ↑ Malfunction P ; P =1md a−priori −4 10 P nach ICAO md Limit Case für GPA = 2,75° NSE ↑ Malfunction Case für GPA = 2,75° −6 10 Limit Case für GPA = 3,0° Malfunction Case für GPA = 3,0° σ=0,135 Limit Case für GPA = 3,25° σ=0,15 Malfunction Case für GPA = 3,25°−8 10 Limit Case für GPA = 3,5° σ=0,167 Malfunction Case für GPA = 3,5° −10 10 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 E [m] r Abbildung 3.3: Grenzkurven der Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit Die beiden unterschiedlichen FTE-Annahmen ergeben sich nach Angaben der Flug- zeughersteller (s. [AHP+11]) aus Unterschieden in der Regelgüte für die beiden Fehlerbe- dingungen („Limit Case“ und „Malfunction Case“). In [AHP+11] ist ebenfalls angegeben, wie sich die Bodenanforderung ändern würde, legte man für beide Fälle identische An- nahmen an den NSE zugrunde. Würde jeweils der FTEMalfunction gelten, ergäbe sich eine Verschiebung in Richtung kleinerer zulässiger Fehler, mit entsprechend strengen Anforde- rungen an die Rauschnivevaus. Bei der Ableitung der Fehlergrenzen wurde der Gleitpfadwinkel zwischen 2.5° und 3.5° variiert, mit einer Verteilung der (ILS) Gleitpfadwinkel von 5% für 2,5°; 10% mit 2,75° und 85% mit 3° nach [AMZ+00]. Der Gleitpfadwinkel ist durch die Transformation der Normalverteilung eines vertikalen NSE in die longitudinale Verteilung der Aufsetz- punkte mit bestimmend für die Genauigkeitsforderung. In den PANS-OPS [ICA06b] ist der maximale GBAS-Gleitpfadwinkelbereich von 3° bis 3,5° festgelegt, woraus sich ein deutlicher Sicherheitsabstand ergibt, wie in Abbildung 3.3 gezeigt ist. Allerdings kann dieser Sicherheitsabstand bodenseitig nicht z.B. für eine Erhöhung der Kontinuität ge- nutzt werden, da die von ICAO definierten Grenzen zur Sicherung der Interoperabilität festgelegt sind. D.h. bordseitig kann sehr wohl aus dem bekannten Gleitpfadwinkel des gewählten Anflugs, ein größerer Schrägentfernungsfehler, eine schlechtere Geometrie, oder beides (größerer FTE), zugelassen werden. Bodenseitig ist das nicht möglich, da sich die Bordseite auf die Gültigkeit dieser Schnittstelle der Leistungsfähigkeit verlassen können muss. P md 50 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 3.4.1 Funktionale Übersicht eines GBAS-CAT-III-L1-Bodensubsystems Im Vergleich zu einem GAST-C-Bodensubsystem bleiben die in Abschnitt 2.2 beschriebe- nen Grundfunktionen erhalten. Das Bodensubsystem erfüllt grundsätzlich folgende Auf- gaben: • Abfrage der gespeicherten Daten • Erzeugen der GBAS-Nachrichten • Senden der GBAS-Nachrichten • Integritätsüberwachung • Anzeige der Statusinformationen8 Bezüglich GAST-C kommt mit GAST-D vor allem ein komplett neuer Datenverar- beitungsstrang zur Erzeugung der PRC mit 30 s Trägerphasenglättung dazu. In Abbil- dung 2.2 in Abschnitt 2.3 ist dieser Teil der Datenverarbeitung gezeigt. Die Integritätsüberwachung verändert sich im Vergleich zu GAST-C. Die Integritäts- überwachung stützt sich auf die Klassen: • Satellitenüberwachung („RS-Monitoring“) • (Überwachung des lokalen Umfeldes des Bodensubsystems („Environmental Moni- toring“))9 • Korrekturüberwachung („Correction Monitoring“) • Überwachung des Datenrundfunks („RF Monitoring“) Die Verantwortlichkeiten zwischen Bord und Boden verschieben sich für den Schutz vor anomalen ionosphärischen Störungen. Die Leistungsfähigkeitsanforderungen sind strenger. Wobei gilt: • Höhere Genauigkeit - implizite Forderung • Höhere Integrität des Bodensubsystems - geforderte Werte gemäß [ICA16b] • Höhere Kontinuität des Bodensubsystems - geforderte Werte gemäß [ICA16b] • Höhere Verfügbarkeit - implizite Forderung Mit dem GAST-D-Konzept ergeben sich im Bodensubsystem folgende Veränderungen mit Auswirkungen auf den Datenrundfunk: • Erweiterte Abdeckung des Datenrundfunks (VDB) • Neuer Nachrichtentyp MT11 • GAST-D-spezifische Integritätsparameter 8Wie unter GAST-C erfolgt die Anzeige des Bodensubsystemstatus’ für ANSP (Wartung) und ATC (Lotse). 9Diese Monitorklasse ist in den Standards nicht explizit enthalten. Mit GAST-D wurde im Standard [ICA16b] die Anforderung zum Schutz vor anomalen ionosphärischen Störungen separiert, um die Auf- teilung der Überwachungsfunktionen zwischen Bord und Boden zu ermöglichen. Daher ist die Klasse der Überwachung des lokalen Umfeldes in oben angegebener Aufstellung separat enthalten. 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 51 • Charakterisierung des Rauschens der 30 s geglätteten Trägerphasenkorrekturen im MT11 • Zusätzlicher Bodenstationsparameter im MT2 • VDB Authentifizierung Die erweiterte VDB-Abdeckung ist erforderlich, um die Kursführung auch entlang der Landebahn zu ermöglichen. Dazu muss das VDB-Signal auch die Landebahn(en) bis zu einer Höhe von 3,7 m abdecken. Die ursprüngliche Empfehlung einer unteren Höhe von 2,4 m in [ICA10b] wurde gestrichen. Der MT 11 dient zur Übermittlung von PRC mit 30 s Zeitkonstante des Träger- phasenglättungsfilters. Das erfolgt zur Unterstützung der entsprechenden bordseitigen Positionslösung und der bordseitigen Ionosphärenüberwachung. Die Analyse des Träger- phasenglättungsfilters folgt in Kapitel 4. Die GAST-D-spezifischen Integritätsparameter beziehen sich auf die 100 s PRC und werden im MT11 übermittelt. Es werden keine B-Werte für 30 s Glättung übermittelt. In Kapitel 4 wird jedoch darauf eingegangen, dass entsprechende Werte intern im Boden- subsystem (auch im Hinblick auf geforderte schnellere Reaktionszeit) hilfreich sind. Im MT2 wurde ein zusätzlicher Datenblock („Additional Data Block“ - ADB) definiert. Die Parameter dieses ADB3 ermöglichen die Bestimmung der Ephemeriden-Fehlergrenzen im xPL, die Charakterisierung der nominalen Ionosphäre für GAST-D10 und die Kenn- zeichnung des maximalen differentiellen GAST-D-Fehlers unter Einfluss anomaler Iono- sphäre (EIG Parameter). Kapitel 5 behandelt die Ableitung der entsprechenden Parame- ter. Die Authentifizierung des Datenrundfunks ist unter GAST-D Pflicht. Für GAST-C war sie optional. Daraus resultieren Auswirkungen, wenn mehrere VDB-Sendestellen genutzt werden sollen, wie v. Verf. in [SL13] bzw. [SLB13a] dargestellt. Intern muss die Erzeugung des MT3 umgesetzt sein. Die freie VDB-Kapazität jedes allokierten Slots muss so weit aufgefüllt werden, dass der Slot zu 89% seiner Kapazität gefüllt ist. Für den GAST-D Datenrundfunk ist gegenüber GAST-C mindestens ein zusätzli- cher TDMA Slot erforderlich. Damit kann ein Zweislot-Betrieb erfolgen, wenn die Anzahl an ausgesandten Endanflugdaten begrenzt wird. Der hier besprochene Prototyp erlaubt im Zweislot-GAST-D-Betrieb die Ausstrahlung von 19 FAS-Blöcken, s. [SBKB12]. Sol- len mehr FAS-Blöcke ausgestrahlt werden, sind mindestens drei Slots für die GAST-D- Übertragung zu allokieren. Sollen mehrere VDB-Sendestellen unterstützt werden, sind mindestens fünf Slots notwendig. Für GAST-D sind die Koordinaten der Referenzantennen des GBAS-Bodensubsystems aus Gründen der Ionosphärenüberwachung genauer als für GAST-C (Koordinatenfehler typ. < 1cm und damit genauer als in [ICA06a] erforderlich). 3.4.2 Beiträge des GBAS-CAT-III-L1-Bodensubsystems zur Systemleistungsfähigkeit Die GAD-Kurven sind weiter gültig und gelten nur für die 100 s PRC, d.h. es gibt keine Ge- nauigkeitsanforderung an die 30 s PRC. Die Integritätsforderung der Schrägentfernungen 10Diese Werte können für GAST-C unterschiedlich ausfallen, da sie u.U. vom Bodensubsystem zum Schutz vor ionosphärischen Gradienten unter GAST-C verwendet werden können 52 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur (Pmd Kurve) gibt jedoch letztlich die notwendige Genauigkeit vor. Die Pmd-Kurven stel- len Anforderungen an den maximalen Fehler der 30 s geglätteten Differentialkorrekturen - auch wenn die Ableitung aus dem V AL für Glättung mit 100 s abgeleitet wurde. Um die Pmd Anforderung zu erfüllen, ist ein entsprechend geringes Rauschniveau notwendig. Da- mit ergibt sich eine implizite Forderung, die für GAST-D die GAD Anforderung unnötig macht. Dennoch ist eine GAD-Angabe hilfreich, um Verfügbarkeitsanalysen, z.B. für ver- schiedene Umgebungsbedingungen, durchzuführen. Des weiteren stellt die GAD-Angabe weiterhin ein Gütekriterium zur Prüfung der Installation eines GBAS-Bodensubsystems dar. Die in [NSP16] dargelegte Ableitung der Systemanforderungen für GAST-D erfolgte unter der Annahme, dass das Bodensubsystem Genauigkeitsklasse GAD C3 erfüllt. Ent- sprechend der dem GAST-D-Konzept zugrundeliegenden Annahmen an nominales und gestörtes Verhalten, kann eine weitere Abschätzung aus den Annahmen des GAST-D- Konzepts erfolgen. Aus V AL = 10 m und Kffmd(M = 3) = 5, 81 folgt: σNSE,max = V AL/Kffmd(M = 3) = 10/5, 81 = 1.72m (3.2) Mit svert = 4 lässt sich dann ein Wert für die maximale Standardabweichung des Schräg- entfernungsfehlers unter nominalen Bedingungen bestimmen11: σr,max = σNSE,max/svert = 1, 72/4 = 0, 43m (3.3) Dieser Wert ist aus den Bord- und Bodenanteilen zusammengesetzt. Damit lässt sich eine erste Abschätzung der nominalen Fehleranteile bestimmen, indem für das Bordsystem ein mittlerer Fehler von ca. 0, 35 m12 angesetzt wird: √ σr = √σPR_GND(M = 3)2 + σ2Air (3.4) σ 2PR_GND(M = 3) = √σr − σ2Air (3.5) ≈ 0, 432 − 0, 352 ≈ 0, 25m D.h. unter Berücksichtigung der schlechtest möglichen Geometrie sollte der nominale Feh- leranteil des Bodensegments für die Schrägentfernungen ca. 25 cm betragen. Legt man den maximal zulässigen Fehler der Fehlfunktionsbedingung („Malfunction Case“) mit ER = 1, 6 m als Wert und mit P −9malfunc < 1 · 10 zugrunde, ergibt sich aus x = Q−1(1 · 10−9, µ = 0, σ = 1) = 0, 27m. (3.6) Das entspricht einer Standardabweichung des Schrägentfernungsfehlers von σR = 27 cm. Hierbei wurde die Verschiebung des Schrägentfernungsfehlers durch einen Fehler zu Null gesetzt, d.h. es wird nur ein mittelwertfreier Rauschprozess betrachtet. 11Der Wert svert = 4 liegt dem GAST-D Konzept in [NSP16] zugrunde. 12Diese Aufteilung hat d. Verf. für diese Abschätzung vorgenommen. Als Grundlage für den bordseitigen Anteil kann die AAD B Anforderung gemäß [ICA16b], bzw. [RTC08b] 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 53 Es ist zusätzlich zu beachten, dass die beiden Abschätzungen für die Standardabwei- chung des PRC Fehlers mit 30 s Glättung gelten. Unter theoretischen Annahmen (mehr dazu in Kapitel 4, Abschnitt 4.2.2) ergibt sich so ein σPRC,100 ≈ (0, 15 . . . 0, 14) m. Diese Werte liegen: • in der Größenordnung der GAD-C3-Kurve bei Elevationswinkeln unter 35° (für GADC4 = 0, 145m) und • stimmen mit dem σER der fehlerbehafteten (verschobenen) Beispielen der Vertei- lung, die die Pmd-Anforderung erfüllen, überein. D.h. auch, dass die ursprünglich mit den MASPs gemachten Fehlerannahmen an den NSE durchaus auch für die aktuellen GAST-D-Anforderungen anwendbar sind. Interessant ist auch zu sehen, dass sich mit einer guten GBAS-Bodeninstallation (3 funktionierende Empfänger/Antennen mit fortgeschrittener Technologie) die Genauig- keitsforderungen, wie sie in Tabelle 3.1 angegeben sind, ergeben13. Es wird später noch geprüft, welche realen Werte erreicht werden. Die unter GAST-C mögliche individuelle Integritäts- und Kontinuitätsallokation ist so nicht mehr möglich. Mit GAST-C frei allokierbare Größen sind für GAST-D in dezi- dierten Anforderungen mit höheren Integritätswerten definiert. Daneben verkürzt sich die Reaktionszeit (TTA). • SiS-Integritätsrisiko: Der Wert beträgt 1, 5 · 10−7 pro Anflug. Diese Anforderung beinhaltet nicht das xPL-Risiko. Sie beinhaltet aber das Risiko von Fehlern im Satellitensubsystem • Bodensubsystemrisiko: Der Wert beträgt < 1 · 10−9 für jede Landung mit einer TTA = 1, 5s. Dieses Risiko beinhaltet nicht das Risiko in Verbindung mit Um- weltbedingungen, die auf einen einzelnen Empfänger beschränkt sind. Allerdings ist das Risiko in Verbindung mit der Möglichkeit ihrer Überwachung eingeschlossen. Ebenfalls nicht eingeschlossen sind Risiken in Verbindung mit fehlerhaften Boden- empfängern, solange diese auf einen einzelnen Empfänger beschränkt sind. • Integritätsrisiko infolge Fehlern im Satellitensubsystem: Die bodenseitige Schräg- entfernungsüberwachung soll mit einer Integrität in Übereinstimmung mit den Pmd Grenzen für jede Landung erfolgen. • Integritätsrisiko infolge anomaler ionosphärischer Störungen: Die Wahrscheinlich- keit eines Fehlers (|ER|) in der mit 30 s trägerphasengeglätteten und differential- korrigierten Schrägentfernungsmessung, der von einem räumlichen ionosphärischen Gradienten hervorgerufen wird und der das EIG überschreitet und nicht innerhalb von 1,5 s erkannt wird, soll < 1 · 10−9 in jeder Landung sein. Der maximale EIG darf dabei nicht größer als 2,75 m sein. • xPL Risiko: Der Wert beträgt 5 · 10−8 pro Anflug. • Fehlerrate der Bodenreferenzempfänger: Diese soll < 1 · 10−5 pro 150 s sein. Das schließt Fehler durch Umweltbedingungen, die nur einen einzelnen Empfänger be- 13Tabelle 3.1 gibt einen VNSE (2σ) gemäß MASPs von 1,5 m für Positionslösung aus 100 s geglätteten PRC an. In obiger Abschätzung ergibt sich ein VNSE (1σ) von 1,72 m bzw. 1,6 m bzw. 3,2 m bis 3,4 m (2σ) für die Positionslösung aus 30 s geglätteten PRC. Mit dem in 4.2.2 angegebenen theoretischen Faktor des Verhältnisses der Standardabweichungen der 30 s und 100 s geglätteten PRC von 1,8 folgt, dass die Größenordnung vergleichbar ist. 54 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur treffen, mit ein. Der Wert entspricht dem in den MASPs [RTC04] für das GBAS- Konzept verwendeten. Die bereits für GAST-C aufgestellte SiS-Integritätsanforderung bleibt auch für GAST- D erhalten. Im Standard [ICA16b] wurden Klarstellungen gemacht, welche Fehleranteile unter dem Risiko aufzufassen sind. Die SiS-Anforderung deckt den Anflugbereich bis 200 ft Höhe über Grund ab. Für die Landung gelten die zusätzlichen detaillierten GAST-D- Anforderungen. Die xPL-Integrität bleibt ebenso unverändert. Die bereits besprochenen Ergänzungen wurden eingeführt, damit die erweiterte Überdeckung der Rauschverteilung an Bord möglich wird. Da die Anforderung unverändert ist, ist keine verschärfte σPR_GND- Überwachung notwendig. Die Anforderung an die Integrität des Bodensubsystems schließt SW- und HW-Fehler im Zusammenhang mit der Überwachung ein. Der eigentliche Monitoralgorithmus ist je- doch nicht eingeschlossen. Die Anforderung an die Erkennung ionosphärischer Gradienten ist in der geänderten Form der Anforderung, die im Dezember 2016 in [ICA16b] verabschiedet wurde, ange- geben. Ursprünglich (in den der Validierung zugrundeliegenden Anforderungen) war die Anforderung aufgespalten in eine Aufstellungsanforderung (max. 5 km zwischen LTP und GRP) und eine Anforderung an die Erkennung von räumlichen ionosphärischen Störun- gen mit einem Gradienten von D = 1.5m/GLTP−GRP , also bei maximaler Entfernung ab einem Gradienten von 300mm/km. Im Detail wird in Kapitel 5 auf diese Veränderung eingegangen. Die GAST-D-TTA-Anforderungen sind strenger als bei GAST-C. Das hat auch Aus- wirkungen auf die Überwachung des VDB. Im Hinblick auf den VDB und die Unterstüt- zung der Authentifizierung sind bestimmte unter GAST-C mögliche Monitoraktionen nun nicht mehr möglich. Z.B. wird bei Detektion fehlerhafter Daten der VDB-Übertragung nur noch die Ausstrahlung der Korrekturen eingestellt und gegen MT3 ersetzt. Der VDB wird also nicht abgeschaltet. Mit GAST-D erfolgt eine Erhöhung der Kontinuität und Verfügbarkeit im Vergleich zu GAST-C. • Die Kontinuität des GBAS-Bodensubsystems soll ≥ 1− 8 · 10−6 pro 15 s sein. • Eine Unterbrechung des GBAS-Service für länger als 1,5 s soll seltener als 2 · 10−6 in jedem 15 s Intervall sein. • Die Wahrscheinlichkeit eines falschen Ausschlusses eines Satelliten aus der MT1 und MT11 soll < 2 · 10−7 in jedem 15 s Intervall sein. Es ist hier explizit angegeben, dass im Gegensatz zu GAST-C, tatsächlich in jedem 15 s langen Intervall die geforderte Kontinuität (spezifische Kontinuität, „specific continuity“) erreicht sein muss. Bei GAST-C ist die Kontinuität im Mittel über alle Intervalle von 15 s Länge einzuhalten (mittlere Kontinuität, „average Continuity“). Im Standard (Annex10, [ICA06a]) wird das durch den Unterschied zwischen „during any x second intervall“ oder „per Operation“ gekennzeichnet. Die höhere Verfügbarkeitsanforderung ergibt sich aus der Kontinuität des Bodensub- systems (entsprechend der Ausfallwahrscheinlichkeit der Komponenten), dem nominalen Rauschniveau und der Verfügbarkeit der Satellitenkonstellation und der damit verbunde- nen Fähigkeit des Bodensubsystems entsprechende PRC zu generieren. Letztere drückt sich unter GAST-D neben der xPL Verfügbarkeit auch durch die svert Verfügbarkeit aus. 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 55 Aus Bodensicht wird entsprechend der Ableitung des GAST-D-Konzeptes in [NSP16] an- genommen, dass ein svert = 4 nicht überschritten werden soll. Über alles lässt sich gemäß [DC11] und [AA12] eine geforderte Verfügbarkeit von 0, 999 ansetzen. 3.4.3 Identifikation betrieblicher Einflüsse auf das CAT-III-L1-Bodensubsystem Die betrieblichen Betrachtungen stehen vor dem Hintergrund, die Bodensubsystemarchi- tektur im Zusammenhang mit der Leistungsfähigkeitsanforderung abzuleiten. Dabei sind folgende Punkte relevant: • Konituitätsforderung • Stationswartung • Bereitstellung von Statusinformationen Die Kontinuitätsforderung ist an die Verfügbarkeitsforderung geknüpft. Aus der Si- cherheitsbetrachtung ergibt sich die Forderung nach einem „fail operational“ System mit Unterstützung der geforderten Kontinuität. Als minimale Forderung kann damit der aktu- ell durchgeführte (LVC) Anflug beendet werden. Darüber hinausgehend ist es wünschens- wert, den Betrieb unter LVC aufrechtzuerhalten. Damit ergibt sich entweder die Forderung nach höherer Redundanz oder veränder- ter Architektur, die den Zugriff und die Wartung unter LVC ermöglicht. Komponenten des Bodensubsystems, die auf dem Flughafen installiert sind, können unter LVC nicht gewartet werden. Des weiteren ergibt sich ein Einfluss aus den minimal erforderlichen Wartungsintervallen. Für GAST-D sind diese noch nicht festgelegt. Es ist jedoch davon auszugehen, dass diese mit der Erweiterung des Bodensubsystemstandards [EUR13] für GAST-D definiert werden. Hinsichtlich der Statusinformationen ergeben sich Erweiterungen im Vergleich zu GAST- C dahingehend, dass eine Rückstufung des Bodensubsystems auf GAST-C erfolgen kann und zur Anzeige zu bringen ist. In diesem Zusammenhang wäre es wünschenswert, die Rückstufung ggf. auf einzelne Anflüge zu beschränken, indem der jeweilige GAST-D- Anflug unverfügbar gemacht wird. Im MT2 wird die Klasse der installierten Bodenstation über ein Statusfeld („Ground Continuity Designator“ - GCID) ausgestrahlt. Zum Status- feld der Bodenstation ist im SESAR GAST-D CONOPS [LSA+12] definiert, dass dieser einen fest konfigurierten Wert darstellt, dessen Anpassung eine Wartungsaktion darstellt. Er stellt also einen während des Betriebes festen Wert dar. In Diskussionen über diesen Wert ergibt sich mitunter die Meinung, dass er während des Betriebs veränderbar sein sollte, um z.B. eine Degradierung des Service im Luftfahrzeug anzeigen zu können. Der Verfasser vertritt den Standpunkt, dass es ATC sein muss, die den Status der Installation kennt, da sie die Anflugfreigabe für einen entsprechenden Anflug erteilt. Spätestens un- ter Verwendung mehrerer Sendestellen ist mittels GCID-Indikation allenfalls eine grobe Einteilung möglich. Fällt z.B. an einer Sendestelle ein Transmitter aus (Redundanz vorausgesetzt) und unter der Annahme, dass der Verlust der Redundanz eine Herabstufung auf GAST-C bedingt, so müssten nur die Anflüge für das Abdeckungsgebiet dieses Senders herabgestuft werden (GAST-C). Das kann darüber erfolgen, dass entsprechende Anflüge unverfügbar 56 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur gemacht werden. Das Abdeckungsgebiet der anderen Sendestelle bliebe auf GAST-D. D.h. die Anzeige müsste für ATC basierend auf den betroffenen Anflügen erfolgen. Das Thema ist vor dem Hintergrund, dass eine GBAS-Station mehrere Bahnen abdeckt, von Relevanz. Diese Möglichkeit ist im aktuellen Betriebskonzept in [LSA+12] nicht vorgesehen. Zur Umsetzung müsste das Betriebskonzept daher angepasst werden. 3.4.4 Umsetzung von CAT-III-L1 in einer Bodensubsystemarchitektur Eine Übersicht über die Komponenten des Bodensubsystems, wie es für die GAST-D- Validierung in Toulouse verwendet wurde, ist in Abbildung 3.4 gezeigt. Das Bodensub- system beruht auf einer Entwicklung für GAST-C und wurde für GAST-D erweitert. VDB Sender (redundant) Datenverarbeitungseinheit mit - 4 GPS Fernanzeige- Referenzeinheiten, und - 2 Integritätsmonitoren Bedieneinheit - Wartungseinheit - Lokale Bedien- und Anzeigeeinheit GNSS Empfängerschnittstellen Lotsen (ATC)- für schnittstelle 4 Referenzempfänger + 2 unabh. Monitorempfänger VDB Monitorempfänger GPS (redundant) VDB Sende- Referenz- antenne antenne- Redundantes Stromver- Fernwartungs- und - sorgungssubsystem schnittstelle Empfänger Abbildung 3.4: Komponenten des während der GAST-D-Validierung in Toulouse genutzten GBAS-Protoypsystems (Photos mit freundlicher Genehmigung von Thales und DSNA) Aus den höheren Anforderungen an die Leistungsfähigkeit folgt die Notwendigkeit einer „fail operational“ Auslegung mit entsprechender interner Redundanz. Die Datenverarbei- tungseinheit besteht aus (redundanten) Prozessierungsmodulen, auf denen die Rechnun- gen zur Erzeugung der Korrekturen und der Integritätsüberwachung erfolgen. Die typische Architektur der Prozessierungseinheit entspricht dem bordseitiger Regelsysteme und kann daher grundsätzlich entweder als „Votingarchitektur“, oder „Dual-Dual-Architektur“ um- gesetzt werden. Hintergrund ist immer, dass der sichere Betrieb auch bei Ausfall einer Komponente weiter geführt werden kann. Der hier untersuchte Prototyp verwendet eine Mischarchitektur. Diese ist im LINA Ab- schlussbericht von Thales beschrieben [KSI+11]. Praktisch entspricht die Verarbeitung der GPS-Daten einer „Voting“-architektur mit „Hot Standby“ Komponenten. Das „Voting“ wird durch Vergleich eines Masterkanals gegen zwei „Secondary“ Kanäle durchgeführt. Eine zusätzliche Baugruppe kann bei Bedarf aktiviert werden, so dass dann immer noch ein „Fail operational“-System gegeben ist. Die Überprüfung auf interne Fehler und das VDB-Monitoring werden von einer Über- wachungseinrichtung durchgeführt. Diese ist von der PRC-Generierung getrennt und über- wacht die Berechnungen. Die Überwachungseinrichtung ist redundant. Der Vorteil liegt 3.4 Ableitung der Bodensubsystemarchitektur für CAT-II/III L1 57 darin, dass für die kritische interne Verarbeitung eine Trennung der Funktionen erreicht wird. Die Trennung der Funktionen ist weniger anfällig für gemeinsame interne Fehlerur- sachen („Common Mode Failure“). Das Prototypsystem wurde im Lauf der GAST-D-Konzeptvalidierung erweitert. Dabei wurde die Baugruppe, die die interne Signalverteilung, die gemeinsame Takterzeugung und die Vergleiche der Datenströme auf Bit-Ebene durchführt, redundant ausgelegt. Das Bodensubsystem verfügt über einen nichtflüchtigen Speicher in jeder Baugruppe der Datenverarbeitungseinheit, in dem die Stationskonfiguration und Referenzdaten, Bo- denstationsdaten und FAS-Daten abgelegt sind. Der Zugriff für die Konfiguration erfolgt im Wartungsmodus (d.h. die Station sendet nicht) über die Wartungsschnittstelle. Diese musste erweitert werden, um die zusätzlichen GAST-D-Parameter verarbeiten zu können. Die Wartungseinheit ist nicht redundant. Diese stellt die Schnittstellen für die Peripherie (also Fernwartungsschnittstelle, ATC-Schnittstelle und Fernwartungseinheit) bereit. Sie wird benötigt, um die Station konfigurieren zu können. Sie reicht die empfangenen Daten auf die jeweiligen Einheiten weiter. Daher ist diese Baugruppe nicht kritisch und muss daher nicht redundant ausgeführt werden. Fällt sie aus, setzt die Station ihren aktuellen Betrieb fort. Aus den erhöhten Anforderungen ergeben sich auch höhere Hardware (HW) und Soft- ware (SW) Design Level der kritischen Datenverarbeitungseinheiten gegenüber GAST-C, wie in [SBK15] beschrieben. Gegenüber GAST-C sind die Überwachungseinrichtungen (Monitore) des Bodensub- systems erweitert. Einerseits sind die Monitoranforderungen höher. Zusätzlich kommen spezifische neue Verfahren (vor allem zur Ionosphärenüberwachung) dazu. Der Abgleich und die Konfiguration dieser Verfahren verändert sich gegenüber GAST-C. Mit dem Io- nopshärenmonitoring ist eine zusätzliche Monitorklasse zur Überwachung der Umweltbe- dingungen eingeführt. Dazu zählen dann auch Maßnahmen zur Überwachung von Mehr- wegeausbreitung und hochfrequenter Interferenz. Aus den höheren Kontinuitäts- und Integritätsanforderungen ergibt sich die Forde- rung nach minimalem Rauschen der Schrägentfernungsmessungen. Daraus wiederum er- geben sich zusätzliche Veränderungen: Es werden neue GPS-Antennen mit starker Unter- drückung von Signalen mit negativem Elevationswinkel (Bodenreflexion) und gleichmäßi- gerem Antennendiagramm für positive Elevationswinkel verwendet. Da die GPS-Antenne passiv ist, sind möglichst rauscharme, auf L1-bandpassgefilterte Vorverstärker notwendig. Die Installation des Bodensubsystems muss das geringe Rauschniveau unterstützen. Da das Rauschen des Gesamtsystems von den ersten Gliedern maßgeblich bestimmt wird, bedeutet das vor allem kurze und hochwertige HF-Kabel für die Satellitensignale. Da die Abstände zwischen den Antennen aus verschiedenen Gründen14 mehr als 100 m betragen, müssen die GPS-Empfänger daher an den Antennen angebracht sein. Die GPS-Empfänger sind dabei über eine bidirektionale Datenverbindung zu und von den Empfängern mit der Datenverarbeitungseinheit verbunden. Wegen der Zeitkritikalität der Daten und des Zeitsignals ist eine dezidierte Leitung für jeden Empfänger erforder- lich, auf der die Daten seriell übertragen werden. Eine Nutzung von auf dem Flughafen evtl. vorhandener Datenverbindungen (Glasfaserverbindungen) mit Multiplexübertragung anderer Daten ist nicht möglich, da die Verzögerungen der verwendeten Übertragungs- 14Darauf wird noch eingangen. 58 GBAS-CAT-II/III-L1-Konzept und Ableitung der Bodensubsystemarchitektur protokolle zu groß sind. An den GPS-Empfängern erfolgt lokal eine Überwachung ihres Betriebszustands, der Temperaturen, Spannungen, etc. und es werden Statusinformatio- nen erzeugt, die zur Datenverarbeitungseinheit geschickt werden. Von der Datenverarbei- tungseinheit erhält der Empfänger seine Initialisierungsdaten. Die Datenverbindung wird überwacht und die Datenübertragung geschieht CRC-geschützt. Die an den GPS-Empfängern lokal benötigten Betriebsspannungen werden aus lokal vorhandener Netzspannung erzeugt. Zusätzlich ist eine Batteriepufferung (mit erweiter- tem Temperaturbereich) vorhanden, die Zeiten evtl. Stromausfälle überbrücken kann. Ferner ist eine Heizung eingebaut. Die eingebaute Heizung verhindert den Betrieb außer- halb der Betriebsgrenzen des GPS-Empfängers bei geringen Temperaturen, gegen hohe Temperaturen hilft eine spezielle Gehäusebauform. Die minimale Anzahl an installierten Empfängern muss vier sein, damit gegenüber der Minimalforderung aus der Ableitung der GAST-D-Kriterien ein Empfänger ausfallen kann, ohne dass es zu Einbußen der Leistungsfähigkeit kommt. Diese Betrachtung geht da- von aus, dass die bodenseitige Ionosphärenüberwachung auch mit drei Empfängern noch ausreichend funktioniert. Das untersuchte Prototypsystem verwendet vier Referenzanten- nen & -Empfänger. Zukünftige Erweiterungen werden möglicherweise, wie von der FAA vorgeschlagen ([WB14] und [Bea15]), zusätzliche Standbyantennen verwenden. Die Kriterien der Ortsaufstellung erweitern sich gegenüber GAST-C vor allem durch die Ionosphärenüberwachung. Wie noch gezeigt wird, sind bestimmte Abstände zwischen den Antennen zur korrekten Funktion notwendig. Mit der Datenverarbeitung sind die VDB-Sender untergebracht. Diese sind ebenfalls redundant ausgeführt. Für die Überwachung des abgestrahlten Signals sind redundante VDB-Empfänger installiert. An einigen Flughäfen sind zur VDB-Abdeckung zusätzliche VDB-Sendeantennen und Aufstellungsorte notwendig. Diese Erweiterungen wurden wäh- rend der Konzeptvalidierung ebenfalls umgesetzt und sind in [KS16] beschrieben. Hinsichtlich der Wartungs- bzw. ATC-Schnittstelle ist es angebracht mit mehrfachen VDB-Sendestellen, eine selektive Rückstufung einzelner Anflüge von GAST-D auf GAST- C vornehmen zu können. Eine entsprechende Erweiterung ist im Prototyp jedoch nicht umgesetzt. Kapitel 4 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems 4.1 Übersicht und Definitionen In den vorhergehenden Ausführungen wurde bereits deutlich, dass man beim GBAS das normale oder typische Verhalten und das gestörte Verhalten untersuchen muss. Das gestörte Verhalten ergibt sich aus zufälligen bzw. unbeabsichtigten Fehlerzustän- den. Diese werden unter dem Begriff „Safety“1 berücksichtigt. Ihre Einflüsse auf die Leis- tungsfähigkeit des Systems sind Gegenstand der weiteren Darstellung. Um den sicheren Betrieb mit GBAS zu gewährleisten, müssen Fehler infolge normalen und gestörten Verhaltens innerhalb der vorgegebenen Grenzen liegen. Störungen erfolgen aufgrund externer und interner Fehlerursachen. Im Rahmen der Sicherheitsbewertung („Safety Assessment“) lässt sich das gestörte Verhalten nach ISO26262 [SI11] unterschie- den: • Fault: Abnormaler Zustand oder Defekt, der z.B. aus dem Ausfall eines Elementes oder einer Komponente resultiert • Error: Diskrepanz zwischen berechneten, beobachteten oder gemessenen Werten oder Zuständen und dem wahren bzw. spezifizierten oder theoretisch korrektem Wert oder Zustand • Failure: Ende der Fähigkeit eines Elements oder einer Komponente, die vorgesehene Funktion ordnungsgemäß zu erfüllen Hier sind im Rahmen der „Safety“ und darin speziell der Leistungsfähigkeit („Per- formance“) demnach v.a. „Error“-Zustände von Interesse, also der numerische Wert der Abweichung vom Normalzustand. Im gestörten Verhalten resultieren diese Abweichungen aus „Fault“- oder „Failure“-Zuständen. Das normale Verhalten ist durch die typische oder täglich beobachtbare Leistungsfä- higkeit gekennzeichnet. Diese Anteile werden i.a. über Rauschprozesse und damit Nor- malverteilungen modelliert. Das fehlerfreie Verhalten wird als mittelwertfreier Prozess betrachtet. Fehler führen zu einer Mittelwertverschiebung µ ̸= 0 (Bias). Im signaltheoretisch, statistischen Sinn stellen die nominalen Fehler tiefpassgefiltertes weißes Rauschen dar. Damit lässt sich der GBAS-Systemfehler mit einer Normalverteilung beschreiben, wie in Kapitel 3, Abschnitt 2.5 und ergänzend in Anhang B dargestellt. Damit gilt: 1Der in der übergeordneten Norm IEC 61508 [IEC10] verwendete Begriff zur Kennzeichnung der „Saftey“ ist „funktionale Sicherheit“. Da im folgenden nur die funktionale Sicherheit betrachtet wird, wird hier der Begriff „Sicherheit“ als Synonym zur funktionalen Sicherheit verwendet. 59 60 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems • Weißes Rauschen ist normalverteilt • Lineare Transformationen verändern die Verteilungsfunktion nicht Diese Eigenschaften gelten für die Schrägentfernungen und die Positionsebene. Der Trans- fer zwischen beiden Bereichen verändert o.g. Signaleigenschaften nicht. Die im Weiteren verwendeten statistischen Kenngrößen sind in Anhang B.5 beschrie- ben. Im Hinblick auf (Mess-) Fehler lässt sich das „nicht-typische“ Verhalten in Fehler, die > 2σ sind und: • die häufiger auftreten, als für die geforderte Integrität oder Kontinuität gefordert, • die seltener sind, als das geforderte Risiko. Letztere brauchen nicht betrachtet zu werden. Im Folgenden wird zunächst die nominale Leistungsfähigkeit eines GAST-D Boden- subsystems analysiert. Dabei zeigt sich, dass das nominale Verhalten von den theoreti- schen Annahmen abweicht. Daher werden erweiterte Modelle zur Charakterisierung des nominalen Verhaltens abgeleitet. Anschließend werden die relevanten Einflüsse, die zum gestörten Verhalten führen, dargestellt, Methoden ihrer Behandlung identifiziert, analysiert und verglichen. 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 4.2.1 Erwartbare Leistungsfähigkeit aufgrund des GBAS-Konzeptes In diesem Abschnitt wird das nominale Verhalten der Schrägentfernungskorrekturen des GBAS-Bodensubsystems im fehlerfreien Fall abgeleitet. Dazu wird zunächst das Rausch- verhalten analysiert und dann um die für GAST-D relevanten Effekte unter Minimierung des Rauschens erweitert. Das Rauschverhalten ergibt sich aus der Betrachtung des Satel- litensignals an der GPS Antenne und des Signalwegs zum Eingang des Empfängers, das Empfängervorkorrelationsfilter, die Korrelationsfunktion, die Trägerphasenglättung und die Mittelung über die im Bodensubsystem installierten Empfänger. Signalleistung und C/N0 Das L1-C/A-Signal des k-ten GPS-Satelliten am Eingang des Empfängers ist nach [ME06]: √ rL1,C/A(t) = 2PC/A,RxXC/A,k(t− τ)Dk(t− τ) cos (2π(fL1 − fD)t+ φL1,Rx) + n(t) (4.1) mit: PC/A,Rx Empfangene Signalleistung XC/A,k C/A Code Sequenz (±1, 1023Mchips/s) Dk Navigationsdaten (Bitsequenz) fL1 L1 Trägerfrequenz 1575.42 MHz φL1 nominale Trägerphase τ Signallaufzeit und Uhrenfehler fD Dopplerfrequenz durch Bewegung der Satelliten 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 61 n(t) Rausch- und Fehlerterm Die mittlere empfangene Leistung ist PC/A,Rx. Für die Leistungsbe∫rechnung schwanken alle anderen Terme um 0 und mitteln sich daher über die Zeit aus ( tnt (sL1,C/Adt).0 Die empfangene Signalleistung am Eingang des GPS-Empfängers PC/A,Rx kann an- hand des GPS-Leistungsbudgets inkl. des Entfernungsverlustes und der Eigenschaften der GPS-Antennen berechnet werden. Das Vorgehen ist in der Standard-GPS-Literatur (z.B. [ME06] oder [KH06]) angegeben. Die Kenngrößen der abgestrahlten Leistung sind im GPS-Signalstandard ([US08]) festgelegt. Die Daten der Empfangsantenne im GBAS- Bodensubsystem ergeben sich aus dem Antennendesign. Tabelle 4.1: GPS-Leistungsbudget zur Bestimmung der Signalleistung am Empfängereingang PC/A(θ = θmin) PC/A(θ = θmax) C/A Code Signalleistung2 PC/A 44, 3dBm 44, 3dBm Antennengewinn der Sendeantenne 12, 1dB 10, 2dB Entfernungsverlust PL = 20log(1/4πR2) −185, 1dB −182, 5dB R ergibt sich aus GPS Bahn, Erdradius, Elevation, Nadir (variiert zwischen 0° und 13,8°) Atmosphärischer Verlust −0, 5dB −0, 5dB Leistung am passiven Antennenausgang −129, 1dBm −123, 8dBm Mit diesen Betrachtungen lässt sich die empfangene Signalleistung als Funktion der Elevation der Satelliten darstellen. In Abbildung 4.1 ist die empfangene Signalleistung an der Antenne sowie am Ausgang der passiven Antenne des GBAS-Bodensubsystems dargestellt. Das Diagramm wurde mittels numerischer Simulation des Leistungsbudgets und den Antennendiagrammen der im GAST-D-Prototyp verwendeten GAD-C-Antenne gewonnen. Der Rausch- und Fehlerterm in Gleichung 4.1 besteht in erster Näherung vor allem aus dem thermischen Rauschen und kann unter Kenntnis der Rauschbeiträge der einzelnen Elemente in der Empfangskette über die Friies-Gleichung bestimmt werden. Das Vorgehen ist in der GPS-Literatur dargelegt. Aus der Rauschberechnung wird klar, dass die Kabel- längen kurz gehalten werden sollen und die Verstärkung des Antennenverstärkers (LNA, Low Noise Amplifier ) möglichst klein ausfallen sollte, auch da höhere Verstärkungen i.d.R. mit höherem Rauschen einhergehen. Die ersten Glieder bestimmen das Rauschni- veau der gesamten Empfangskette. Aus diesem Grund sind die GPS-Empfänger des hier untersuchten GBAS-CAT-III-Prototypen nah an den Antennen installiert. Mit Kenntnis des Rauschens und der C/A-Code-Signalleistung lässt sich aus beiden Größen das „Carrier-to-Noise“ (C/N0) Verhältnis bestimmen. Das berechnete C/N0 als Funktion der Elevation ist in Abbildung 4.1 gezeigt. Der Vergleich mit Messergebnissen folgt in Kapitel 7. Das C/N0 ist eine wichtige Kenngröße im Betrieb, da es von den GPS- Empfängern ausgegeben wird und sich infolge externer Einflüsse verändert. Daher lassen sich aus dem C/N0 Aussagen zu Einflüssen auf den GPS-Empfänger treffen. 2In Abhängigkeit vom jeweiligen vom Satelliten sind auch höhere Leistungen möglich. 62 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Bezieht man das C/N0 auf die Bandbreite, also das gesamte Rauschen, erhält man das Signal-Rausch-Verhältnis SNR. Dieses liegt in der Größenordnung von ca. −20dB bei tiefen Elevationswinkeln und ca. −10dB bei hohen. D.h. das GPS-L1-C/A-Signal ist kleiner als das Rauschen und wird durch den Korrelationsprozess mit dem bekannten PRN-Code auf ein nutzbares Niveau verstärkt. Die GPS-Signallaufzeit wird aus der Kreuzkorrelationsfunktion, KKF3, des lokal er- zeugten PRN-Codes und dem empfangenen PRN-Code bestimmt. Im Korrelationsprozess wird das Spektrum des Eingangssignals auf die Bandbreite des Navigationsdatensignals abgebildet. Das Eingangssignal, der-L1-C/A-Code hat eine Bandbreite von 2 MHz. Die Bandbreite des Navigationsdatensignals hat eine Bandbreite von 50 Hz. Dem entspricht eine Verstärkung um ca. 46 dB bzw. die Signalleistung liegt dann mehr als 25 dB über dem Rauschen. Bandbreitenbefreit entspricht seine Stärke dem C/N0. Empfangene Signalleistung am Simuliertes C/N für GPS C/A, 0 Antenneneingang für GPS L1 C/A GAST D Installation −125 50 −130 45 −135 40 −140 Empfangene Leistung 35 am Antenneneingang −145 Leistung am Antennen− 30 ausgang für die GAST D Bodensubsystemantenne −150 25 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 θ [°] θ [°] Abbildung 4.1: Empfangene Leistung des C/A-Code-Signals vor und nach der (passiven) Antenne und simuliertes Carrier-to-Noise (C/N0) -Verhältnis für die GAST-D-Installation Code- und Phasenfehler Mit dem C/N0 lassen sich für eine bestimmte Empfängerarchitektur die Code- und Phasenmessfehler bestimmen. Gleichungen für die Standardabweichungen der Fehler der Code- und Phasenregelschleifen sind ausführlich in [Kap96] bzw. in komprimierter Form in [Bra99] angegeben. Diese sind grundsätzlich gültig, wenngleich spezifische Anpassungen an die detaillierten Korrelatoreigenschaften möglich sind. Es muss auch bedacht werden, dass die analytische Charakterisierung unter Einschränkungen, z.B. der Signalbandbreite, etc. gewonnen wurde. Weitere Informationen können [Kap96] entnommen werden. Sind die Empfängerparameter bekannt, kann so unter Annahme weißen Rauschens die Standardabweichung des Code- und Phasenrauschens berechnet werden. Allgemein ist 3Ohne Fehlereinflüsse ergäbe sich eine Autokorrelationsfunktion, AKF, da lokaler PRN-Code und empfangener PRN-Code identisch wären. Der empfangene PRN-Code enthält jedoch äußere Einflüsse, die die Codeflanken variieren lassen. Um diesen Unterschied zu berücksichtigen wird eine Kreuzkorrela- tionsfunktion angesetzt. P [dBm] C/A,Rx C/N [dBHz] 0 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 63 das Rauschen der DLL für den hier verwendeten Early-minus-Late-Empfängertyp gegeben durch: 2 BLdσDLL = 2 · (1 +K) (4.2)C/N0 mit BL Bandbreite der DLL > 0, 125Hz entsprechend Standard ([RTC08b] d Korrelatorabstand des Codetrackingpaares, hier 0, 1chip K Faktor zur Berücksichtigung des genauen DLL Typs Das Rauschen der Phasenregelschleife ergibt(sich zu:B 1 )L σPLL = 1 + C/N0 2 (4.3) TC/N0 Das Ergebnis des berechneten nominalen Code- und Phasenrauschens ist in Abbildung 4.2 dargestellt. Dabei ist zunächst erkennbar, dass sich das Antennendiagramm wieder klar abzeichnet. Das spezielle Antennendiagramm mit der sehr geringen Variation über den Elevationswinkelbereich sorgt für eine sehr geringe Variation der Standardabweichungen für verschiedene Elevationswinkel, woraus eine sehr konstante Leistungsfähigkeit über der Zeit (also mit Veränderung der Satelliten entlang ihrer Bahn) resultiert. Die Rauschnive- aus sind vergleichsweise klein. Das Coderauschen beträgt ungeglättet ca. 18 . . . 27 cm im relevanten Elevationswinkelbereich von 5° bis 90°. Das Phasenrauschen beträgt ca. 0, 5 bis 0, 8 mm. D.h. das Verhältnis zwischen Code- und Phasenrauschen beträgt ca. 300 bis 400. Im Diagramm des Coderauschens ist neben dem mit der vollständigen Gleichung für das Empfängerverhalten erzielten Ergebnis auch das Ergebnis unter Nutzung der vereinfach- ten Gleichung (Vernachlässigen von K in Gleichung 4.2) dargestellt. Dabei wird deutlich, dass die Unterschiede sehr gering sind. Standardabweichung des DLL Standardabweichung des PLL Rauschens im nominalen Fall Rauschens im nominalen Fall 1 3 Vollständige 0.8 2,5DLL Gleichung Vereinfachte 2 0.6 DLL Gleichung 1,5 0.4 1 0.2 0,5 0 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] θ [°] Abbildung 4.2: Berechnete Standardabweichungen des nominalen Code- und Phasenrauschens des Bodenreferenzempfängers Nach [PSJ96] können Code-PR und Trägerphasenmessung (Carrier Phase - CP) wie folgt ausgdrückt werden: PR = ρ+ c(bu− B)+ c(T + I +MPcode +HW + νcode) + URxE + SA+MEAScode c∆tc PREL1 (4.4) σ [m] DLL σ [mm] PLL 64 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems φ = ρ+c(bu−B)+ c(T + I +MPphase +HW + νphase) + URxE + SA+MEASphase+∆ CPEL1 (4.5) mit: ρ geometrische Entfernung Satellit – Nutzer B Satellitenuhrenfehler bu Empfängeruhrenfehler c Lichtgeschwindigkeit HW Signalverzögerungen infolge Empfängerdatenverarbeitung I Signalverzögerungen infolge ionosphärischer Laufzeitverzögerung MP Signalverzögerungen infolge gerichteter Mehrwegeausbreitung MEAS Empfängerfehler beim Halten des Kontaktes zu den Satelliten SA Selective Availability, abgeschaltet seit Mai 2000 (s. [The00]) T Signalverzögerungen infolge troposphärischer Laufzeitverzögerungen URxE Entfernungsmessfehler infolge Satellitenuhren- und Orbitunsicherheiten ν Signalverzögerungen als Kombination aus Empfängerrauschen und diffuser Mehrwegeausbreitung ∆ Entfernungsdifferenz zwischen Code- und Phasenmessung aufgrund der Phasenmehrdeutigkeit (∆ = NDeltaλL1 mit:) NDelta Anzahl der L1 Wellenlängen der Entfernungsdifferenz zwischen Code- und Phasenmessung λL1 L1 Wellenlänge (λL1 = c/fL1 ≈ 19cm) Mit Gleichung 2.2 und Gleichung 4.4 lässt sich der Schrägentfernungsfehler (PRE) eines Empfängers angeben: PRCRx = ρ− PRL1,CCS − c∆tc (4.6) = ρ− (ρ+ PREL1,CCS) (4.7) PRERx = c∆c + c(T − I +MP +H W +ν) + URxE + SA+M EAS (4.8) ≈0 →0 ≈0 PRERx = f(T, I,MP, ν) (4.9) Die künstliche Signalverschlechterung ist seit 2000 abgeschaltet und würde durch das differentialkorrigierende Verfahren aus der bordseitigen Positionslösung aufgelöst, da zwi- schen Bord und Boden identisch. Der Empfängeruhrenfehler wird mit der bordseitigen Positionslösung eliminiert. Die einzelnen Fehleranteile werden (zunächst) allgemein als Rauschprozesse betrachtet und die Gültigkeit dieser Annahme im weiteren Verlauf überprüft. 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 65 Trägerphasenglättung Das Trägerphasenglättungsfilter ist in Gleichung 2.1 angegeben. Mit Gleichungen 4.4 und 4.5 und unter der Annahme, dass der Uhrenfe(hler nahezu konstant ist, ergibt sich: PRsm(tn) =α (ρ(tn)c∆tcPREL1(tn)) + (1− α) PRsm(tn−1)+ λ 2 (ρ(tn) + c∆tc + CPEL1(tn) + ∆)−π λ ) 2 (ρ(tn−1) + c∆tc + CPE(L1(tn−1) + ∆) ) (4.10)π =α (ρc∆tcPREL1) + (1− α) PRsm( λ tn−1) + 2 (∆ρ+∆CPEL1) (4.11)π mit ∆ρ = ρ(tn)− ρ(tn − 1) (4.12) ∆CPEL1 = CPEL1(tn)− CPEL1(tn − 1) (4.13) Die Varianz der geglätteten Schrägentfernungen lässt sich gemäß des Vorgehens von T. Dautermann, et. al. in [DMA+12], mit der darin angegebenen nicht-rekursiven Darstellung des Trägerphasenglättungsfilters, angeben: ∑n PR =α (1− α)n−ism PR + (1− α)nL1 PRL1(i = 0)+ i=0 ∑n (1− α)CPL1 − α (1− α)iCPL1(n− i) (4.14) i=1 Im eingeschwungenen Zustand des Filters ist ατ=100s = 0, 05, bzw. ατ=30s = 0, 0167. Mit n→∞ ergeben sich die Wichtungen zu: w = α2 1PR,L1 1 (1 )2 (4.15)− − α τ = 100s,∆t = 0, 5s : wPR,L1,100 = 0.00251 τ = 30s,∆t = 0, 5s : wPR,L1,30 = 0.00843 ( 1 ) w 2 2CP,L1 = (1− α) + α −1 + 1− (1 (1 )2) (4.16)− − α τ = 100s,∆t = 0, 5s : wCP,L1,100 = 0.99251 τ = 30s,∆t = 0, 5s : wCP,L1,30 = 0.97507 Mit den Wichtungen und der Annahme, dass Code- (PR) Rauschen und Phasen- (CP) Rauschen unkorreliert sind, σ2 = 2σ2CPE,L1 CP,L1, wobei σ 4CP,L1 ≈ σPR,L1/1000 und dem Fehlerfortpflanzungsgesetz (s. [GKHK68]) ergeben sich die Standardabweichungen der 4Der Phasenfehler geht als Differenz in Gleichung 4.10 ein, woraus sich der Faktor 2 ergibt. Das Pha- senrauschen kann grob um den Faktor 1000 kleiner gegenüber dem Coderauschen angenommen werden, wie später aus Messergebnissen gezeigt wird. 66 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems geglätteten PR zu: √ σ = √w2 σ2 + w2 2PR,sm PR,L1 PRE,L1 CP,L1σCPE,L1/2 = √w2 2 2 2( PR,L1 σPRE,L1 + wCP,L1(σPRE,L1/1000) w2 ) = w2 + CP,L1PR,L1 1 106 σ 2 PR,L1 (4.17)· σPR,sm,100 = 0.005187σPR,L1 (4.18) σPR,sm,30 = 0.09167σPR,L1 (4.19) Aus den Wichtungen in Gleichung 4.15 ist ersichtlich, dass das Phasenrauschen nur zu einem sehr kleinen Anteil zur Varianz der geglätteten PR beiträgt. Wird der Anteil des Phasenrauschens vernachlässigt, ergibt sich aus der rekursiven Filterdarstellung mit σPR,sm(tn) = σPR,sm(tn−1) die in der Literatur (s. z.B. [MMB+00], [Mur04], [Irs08]) ange- gebene Form: ( ) ( ) σ2PR =α2 σ2 + (1− α)2 σ2 2sm PREL1 PR + σsm  ∆CPEL1 ≈0 σ2PR = α 2 sm 2 σ− α PREL1 (4.20) Damit wird σPR,sm,100 = 0, 00501σPRE,L1 (4.21) σPR,sm,30 = 0, 09167σPRE,L1 (4.22) D.h. der durch die Approximation gemachte Fehler ist i.a. für GBAS vernachlässigbar. Die Abweichung zur vollständigen Lösung wird natürlich für größere Glättungszeitkonstanten oder kleinere Verhältnisse zwischen ungeglättetetem Code- und Phasenrauschen größer. Mit dem angenommenen Verhältnis zwischen Code- und Phasenrauschen von 1 : 1000 ergibt sich eine maximal mögliche Rauschdämpfung (bei sehr hohen Frequenzen) von 20 log 11000 = −60dB. Diese Annahme ist optimistisch. Mit dem zuvor bestimmten Verhält- nis von Code- zu Phasenrauschen von ca. 330 ergibt sich eine maximale Rauschdämpfung von 20 log 1330 = −50dB. Das Amplitudenspektrum des Filters ergibt sich aus der Fouriertransformierten der Beschreibung im Zeitbereich und der skalierten Sprungantwort5. Es lässt sich auch in einer numerischen Simulation des Filters mit weißem Rauschen als Eingangssignal gewinnen. Das Ergebnis ist in Abbildung 4.3 dargestellt. Die simulierte Eckfrequenz ist dabei 10-mal tiefer als die GAST-C-Zeitkonstante von 100s. Außerdem wurde eine höhere Samplerate (20 Hz) simuliert, um das Filterverhalten deutlich abbilden zu können. Unterhalb der Fil- tereckfrequenz fällt die Amplitude mit 20 dB/oct, wie bei einem PT1-Filter, ab. Für hohe Frequenzen (> 10Hz) flacht der Kurvenverlauf ab und geht in das Amplitudenspektrum des Phasenrauschens über. Die maximale Rauschdämpfung von 60 dB ist erkennbar. 5Idealerweise sollte die Impulsantwort des Filters fouriertransformiert werden. Numerisch ist ein Dira- cimpuls jedoch nicht darstellbar (er müsste unendlich hoch und unendlich kurz ausfallen). Daher wurde ein Sprung als Anregungssignal genommen. Beide sind mit δ = ds/dt miteinander verknüpft. 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 67 Ebenfalls erkennbar ist, dass tieffrequente Anteile im Eingangssignal nicht unterdrückt werden. Solche tieffrequenten Anteile sind langsame Einflüsse, vor allem ionosphärische Einflüsse und Mehrwegeausbreitung, wie noch gezeigt wird. Gleichung 4.20 ist äquiva- lent zum Ergebnis unter Annahme eines zeitkontinuierlichen PT1-Filters bzw. eines AR1- Autoregressionsmodells, das für weitere Analysen verwendet wird. Dieses Modell wäre nicht zulässig, wenn die Eckfrequenz sehr tief liegt und/oder der Phasenrauschanteil grö- ßer wäre. Unter diesen Umständen würde ein PPT1-Modell mit Absenkung das reale Verhalten genauer abbilden. In der Darstellung in Abbildung 4.3 ist der Einfluss der begrenzten Bandbreite der DLL und PLL nicht berücksichtigt. Dieser würde für hohe Frequenzen einen zusätzlichen Tiefpass darstellen, womit das Verhalten des Trägerpha- senglättungsfilters für hohe Frequenzen nicht mehr erkennbar wäre. Amplitudenfrequenzgang des Trägerphasenglättungsfilters 80 60 40 20 0 −20 PR ungeglättet CP (σ = σ /1000) CP PR PR geglättet, τ=1000 s Eckfrequenz aus Äquivalente obere−40 Frequenzgang aus Glättungszeit− Grenzfreq. der Sprungantwort konstante GBAS PRsm −60 −5 −4 −3 −2 −1 0 1 10 10 10 10 10 10 10 Frequenz [Hz] Abbildung 4.3: Amplitudenfrequenzgang des Trägerphasenglättungsfilters. Es wurde eine 10-fach tiefere Eckfrequenz und höhere Samplerate simuliert, um zu zeigen, dass der Amplitudenfrequenzgang für hohe Frequenzen in das Rauschspektrum der Phasenmessung übergeht. Für Eckfrequenzen des GBAS-GAST-C und -D und 2 Hz Samplerate ist dieser Übergang sonst nicht sichtbar Mittelung Die Schrägentfernungskorrekturen des Bodensubsystems werden durch Mittelung der geglätteten PR der installierten Empfänger im Bodensubsystem gewo√nnen. Die Mittelung sorgt für eine weitere Reduzierung des Rauschens um den Faktor −1M . In Abschnitt 4.2.3 wird diese Reduzierung eingehender analysiert. Damit ergibt sich für das Rauschen: σPRC = √ 1 σPR,sm,xx (4.23) M σPRC,100 = 0, 5 · 0, 00501σPRE,L1 = 0, 002505σPRE,L1 (4.24) σPRC,30 = 0, 5 · 0, 09167σPRE,L1 = 0, 04584σPRE,L1 (4.25) A [dB] y 68 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems 4.2.2 Ableitung des Einflusses zeitlich korrelierter GBAS-Messungen Hintergründe Die folgenden Analysen haben zwei Ziele: • Analyse der festgestellten Abweichung zu theoretischen Annahmen bezüglich des Rauschverhaltens der GBAS-Daten. • Analyse des Einflusses auf charakteristische Kenngrößen in Abhängigkeit von Sam- pleanzahl und zeitlicher Korrelation der Samples Während der Entwicklung des GAST-D-Systems wurde in [MHB10] von der Theorie abweichendes Systemverhalten festgestellt und die Vermutung aufgestellt, dass die Mo- dellierung mit weißem Rauschen nicht voll zutreffend ist. Da sich daraus ein Einfluss auf die Leistungsfähigkeit des Systems ergibt, wurden vom Verf. systematische Untersuchun- gen durchgeführt, um die Ursachen zu ergründen. Ursächlich sind Korrelationen in den Messgrößen, vor allem infolge von Mehrwegeausbreitung, die als deterministischer Effekt stärker hervortreten, wenn das Rauschen minimiert wird. Mit Verringerung des generellen Rauschniveaus verschiebt sich die Fehlerzusammen- setzung (zumindest im Bodensegment), so dass deterministische Anteile im nominalen Fehler größeres Gewicht erhalten. Das hat Auswirkungen auf die Messgrößen, die no- minalen Fehleranteile, die Leistungsfähigkeit im ungestörten Fall und nicht zuletzt auf Messwerte und Nachweisverfahren. Die Bedeutung resultiert daraus, dass sich: • ein Einfluss auf die Fehlerverteilungsfunktion ergibt, • ein Einfluss auf die nominale Genauigkeit ergibt, • ein Einfluss auf die Unabhängigkeit von Samples ergibt6. • unterschiedliche Ergebnisse für Kontinuitäts- und Integritätsnachweise ergeben. Hinsichtlich des letzten Punktes sind neue Erkenntnisse inkl. allgemeingültiger Darstel- lung für Integrität und Kontinuität von B. Pervan in [PKP17] angegeben. Weißes Rauschen und Trägerphasenglättungsfilter GBAS verwendet Trägerphasenglättung. Diese kann unter Vernachlässigung der DLL als PT1-Tiefpassfilter modelliert werden und hat demzufolge die Übertragungsfunktion F (ω) = K (4.26) Tjω + 1 Die Varianz gefilterten weißen Rauschens ergibt sich aus der Leistungsdichte gemäß Gleichung B.49. Für das PT1-Glied ergibt sich dann ∫ ∞ σ2x = Sn ⏐⏐ ⏐⏐ K ⏐⏐⏐⏐ K2dω = Sn (4.27) 0 ⏐Tjω ⏐ 2T Unter GAST-D werden zwei Zeitkonstanten verwendet, 30 s und 100 s. Das Verhält- nis zwischen beiden ergäbe unter der Voraussetzung weißen Rauschens wie in [MHB10] 6Das hat Auswirkungen auf die Zeitintervalle, in denen Samples für die Analyse von Daten gezogen werden werden können, so dass sie als statistisch unabhängig betrachtet werden können 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 69 dargestellt: √ √ σs(τ1) τ1 100 ( ) = = 30 = 1, 826 (4.28)σs τ2 τ2 Aus den Wichtungen der exakten Lösung in Gleichung 4.21 ergibt sich ein Verhältnis von 0, 09167σPRE,L1 0, 09167 = 1.8297 (4.29)σPRE,L1 Der Unterschied zur Approximation ist vernachlässigbar und bestätigt die zuvor gemachte Aussage zur Zulässigkeit der Approximation mit zeitkontinuierlichem PT1-Filter. Dabei ist es unerheblich, dass eine Elevationswinkelabhängigkeit der Rauschvarianzen infolge des elevationswinkelabhängigen Antennendiagramms nicht berücksichtigt ist, da dieser Einfluss in den 30 s und 100 s geglätteten Varianzen gleichermaßen enthalten ist und sich aufhebt. Die gemessenen PR verhalten sich nicht entsprechend der Theorie. Das reale Verhältnis der Standardabweichungen der PRC bzw. der differentialkorrigierten PR liegt bei < 1, 4, wobei das Verhältnis der Standardabweichungen der PRC (Bodenanteil) tendenziell noch kleiner ist. Daraus lässt sich folgendes ableiten: • Da sich die Varianz des Ausgangssignals des GBAS (Varianz der PRC-Fehler, bzw. der differentialkorrigierten PR) aus der Varianz des Eingangssignals und der Filter- übertragungsfunktion der im GBAS angewendeten Filter bestimmen lässt und die Signalverarbeitung im GBAS einschließlich der Filterprozesse bekannt ist, muss das Eingangsignal von weißem Rauschen abweichen. Ursächlich ist vermutlich vor allem der Einfluss der nominalen Mehrwegeausbreitung. • Würde der zusätzliche tieffrequente Anteil auch einem Rauschprozess folgen, ergäbe sich keine Veränderung der Verteilungsfunktion. Sind jedoch deterministische An- teile enthalten, z.B. oszillatorische, folgt aus dem zuvor angegebenen Beispiel der Dichtefunktion einer Sinusschwingung, dass sich die Verteilungsfunktion verändert. • Der in [MHB10] angegebene höhere Wert des Verhältnisses der Standardabweichun- gen σ30/σ100 an Bord (differentialkorrigierte PR) deutet darauf hin, dass der bordsei- tige Rauschanteil höher ist. Oder anders ausgedrückt, der bodenseitige Rauschanteil ist kleiner und enthält vermutlich zusätzliche deterministische Signalkomponenten im Eingangssignal. Erweiterung der Übertragungsfunktion um den Rauschanteil der Mehrwege- ausbreitung Die konkrete Modellierung von Mehrwegeausbreitung wird in Kapitel 5 behandelt. Hier erfolgt die Analyse als Rauschprozess. Aus den vorherigen Überlegungen ergibt sich, dass das Einangsspektrum des Träger- phasenfilters bereits „gefärbtes“ Rauschen ist, d.h. es ist bereits ein zusätzlicher Prozess enthalten, der dafür sorgt, dass mehr Energie bei tiefen Frequenzen im Eingangssignal des Trägerphasenglättungsfilters vorliegt. Wäre dieser Prozess ein reiner Tiefpass, mit Zeit- konstante kleiner als der der beteiligten Glättungsfilterkonstanten, ergäbe sich insgesamt ein Tiefpassverhalten zweiter Ordnung. Anhand von Messungen (s. Kapitel 7) bestätigt sich das jedoch nicht. 70 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Daher wird für das MP-Rauschmodell angenommen, dass ein höherer tieffrequenter Anteil über ein Lag Element hinzugefügt wird, was sich über einen PDT1-Prozess bzw. „Low Shelving“-Filter modellieren lässt. Das Eingangssignal wäre weißes Rauschen, das Ausgangssignal ist gefärbtes Rauschen mit mehr Energie bei tiefen Frequenzen, das dann das Trägerphasenglättungsfilter passiert, um das modellierte Rauschen der PRC zu bilden. Insgesamt ergibt sich also mit dem PT1-Verhalten des Trägerphasenglättungsfilters eine Übertragungsfunktion mit PDT2-Verhalten. Anhand von Messungen wird später über- prüft, ob diese Modellierung zutreffend ist. Die Übertragungsfunktion des „Low-Shelving“-Filters lautet: 1 + T TMP s= MP s V + G VMP 1 + = (4.30)T2s TMP s+ 1 wobei V die Verstärkung des MP-Anteils gegenüber dem Rauschanteil ist. Es ist zu be- achten, dass dieser Teil der Übertragungsfunktion nicht zum technischen System GBAS gehört. Vielmehr wird damit der Einfluss der Mehrwegeausbreitung auf das an der GPS- Antenne anliegende Signal über einen Rauschprozess simuliert. Diese Färbung des Signals geschieht also nicht innerhalb des GBAS, sondern erfolgt infolge von Umwelteinflüssen. Daher sind die exakten Modellparameter nicht bekannt und müssen durch Messung oder Modellierung bestimmt werden. Mit der Modellierung des Trägerphasenglättungsfilters als PT1 bzw. Tiefpass 1. Ord- nung ergibt sich die gesamte Übertragungsfunktion zu: GPRC( ) = ( ) · ( ) = · 1 + TMP s s GCCS s GMP s T2/TMP (1 + (4.31)TCCSs)(1 + T2s) mit V = T2/TMP (4.32) Der Amplitudenfrequenzgang ergibt√sich entsprechend seiner Definition (s. [LW14]): A(ω) = |G(jω)| = Re2(G(jω)) + Im2(G(j(ω)) (4.33) und Ag = A1 · A2 · . . . An (4.34) zu: ( 2 2 ) A(ω) = | | = ·√ 1 + TdωGPRC V (1 + T 2ω22 ) (1 + (4.35)( T 2 2CCSω )) Der Phasenfrequenzgang entsprechend mit Φ(ω) = arctan Im(G(jω)) zu: ( ) Re(G(jω)) Φ( TMP − T2ωω) = ∠GPRC = arctan 1 + 2 − arctan(TCCSω) (4.36)TMPT2ω Abbildung 4.4 zeigt die resultierenden logarithmischen (20log(A)) Einzel- und Ge- samtübertragungsfunktionen mit Variation der MP-Rauschmodellparameter. Mit Anwendung des Wiener-Chintschin-Theorems lässt sich die Varianz des gefärbten Rauschens aus dem Leistungsdichtespektrum |GPRC |2 bestimmen (einseitige Betrachtung 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 71 für ω > 0; der Koeffizient ist der tabellarischen Auflistung der Grundelemente in [LW14] entnommen und T2∫= TMP/V ):1 ∞ 1 ∫ ∞ σ2 2 2 2 2PRC = σWN |GPRC(jω)| dω = σ |GCCS(jω)| · |GMP (jω)| dω (4.37)π WN0 π 0 Amplitudenfrequenzgänge: Variation der Amplitudenfrequenzgänge G , G und G mit Veränderung von G MP CCS PRC MP 20 20 10 10 0 sinkende TMP 0 −10 G MP −20 (T = 1000 s;V = 2)MP −10 G (T = 100 s) wachsendes V CCS −30 G = PRC,100 −20 G G MP CCS,100 −40 G (T = 30 s) CCS −50 G = −30 PRC,30 G G MP CCS −60 −40 −5 −4 −3 −2 −1 0 −5 −4 −3 −2 −1 0 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 Frequenz [Hz] Frequenz [Hz] Phasenfrequenzgänge: Variation der Phasefrequenzgänge G , G und G mit Veränderung von G MP CCS PRC MP 0 0 −20 −20 wachsendes V −40 −40 −60 G −60 MP G CCS sinkende T G MP −80 PRC,100 −80 G CCS,30 G PRC,30 −100 −100 −5 −4 −3 −2 −1 0 −5 −4 −3 −2 −1 0 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 10 Frequenz [Hz] Frequenz [Hz] Abbildung 4.4: Übertragungsfunktion des PRCE-Rauschens für verschiedene Werte der Parameter des modelliertem MP-Rauschen Damit ergibt sich für die Sta(ndardabwei)chungen der(PRC: ) T 2 2 2 1 + MP 1 + TMP 2 2 V TCCST 2 2 2 V TCCSTMP /VσPRC = σWN 2 + = σWN 2 + (4.38)TCCS T2 TCCS TMP/V Die Verhältnisse der so ermittelten Standardabweichungen sind in Abbildung 4.5 in Abhängigkeit der MP-Verstärkung (also des Verhältnisses von MP zu weißem Rauschen) und der MP-Frequenz grafisch dargestellt. Φ [°] A [dB] dB Φ [°] A [dB] dB 72 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Modelliertes Verhältnis der Standardabweichungen der PRC und PR 30 100 mit Mehrwegausbreitungseinfluss 2 1.8 1.8 1.5 1.6 1.6 1.4 1.4 1 0 1.2 1.2 10 20 0 1 110 −4 −2 0 0 1 2−2 V [−] 10 10 10 10 10 10 MP −4 10 10 F [Hz] F [Hz] V [−]MP MP MP Abbildung 4.5: Modellierte Verhältnisse der PRCE-Standardabweichungen für verschiedene Werte der Parameter des MP-Rauschmodells Die resultierende Funktion der Verhältnisse der Standardabweichungen der PRC weist ein Minimum um die Glättungszeitkonstanten auf. Je nach MP-Verstärkungsfaktor vari- iert dieses Minimum zwischen einer Zeitkonstanten der MP-Frequenz von 30 s bis 100 s. Liegt die MP-Frequenz in dieser Größenordnung, ergibt sich für die Gesamtübertragungs- funktion ein reines Tiefpassverhalten 1. Ordnung mit niedrigerer Eckfrequenz7. Zur Anzahl unabhängiger Samples: Die zeitliche Korrelation bestimmt, nach welcher Zeit ein bestimmter Einfluss ab- geklungen ist. Damit bestimmt die Autokorrelationsfunktion (AKF) auch, in welchen zeitlichen Abständen unabhängige Samples zur Analyse gezogen werden dürfen. Diese Fragestellung ist von allgemeinem Interesse in der Messtechnik (Metrologie), daher sind Angaben in der Literatur zu finden. Eine Zusammenfassung der verschiedenen Ableitun- gen wurde von A. Zieba in [Zie10] gegeben. Dort wird angegeben: neff = 1 + 2∑nn−1 n−τ (4.39)τ=1 ρn τ Mit (a priori) bekannter AKF ρτ kann neff als konstant und mit folgenden Eigenschaften beschrieben werden: • Die effektive Anzahl an Beobachtungen ist eine reelle Zahl im Intervall [1,∞). Die untere Grenze neff ≥ 1 folgt aus der Tatsache, dass die Werte von ρtau nicht größer Eins werden können. Die obere Grenze ∞ < neff folgt aus der positiv-definiten Korrelationsmatrix. • Für unkorrelierte Variablen ist neff = n. • Für positive Korrelationskoeffizienten (ρtau > 0) ist neff < n. • Im Grenzfall starker positiver Korrelation ρtau → 1: neff → 1, d.h. eine derartige n-elementige Stichprobe repräsentiert eine einzige effektive Beobachtung. 7Die Autokorrelationsfunktion eines Tiefpass 1. Ordnung bzw. Autoregressionsprozesses 1. Ordnung (AR1) lautet r = e−αtxx,CCS σ /σ [−] PRC,30 PRC,100 σ /σ [−] PRC,30 PRC,100 σ /σ [−] PRC,30 PRC,100 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 73 • Der Fall neff > n kann für negative Autokorrelationskoeffizienten auftreten (Anm. d. Verf.: was sich zum schnelleren Ablauf von Monte-Carlo-Simulationen einsetzen lässt, indem Eingangsparameter mit negativer Korrelation gezogen werden.) Für den betrachteten AR1-Prozess ergibt sich mit der Vereinfachung (n− τ)/n ∼ 1: ρ 1 ∼ 1− a a AR = n1 + = n2 (4.40)a − a Diese Gleichung lässt sich nutzen, um den Einfluss der Veränderung der Anzahl unab- hängiger Samples zu untersuchen. Für große Messdauern T und damit großer Anzahl an Messwerten n tendiert neff gegen: T n ·∆t neff (n→∞) = 2 = (4.41)Tc 2Tc Ein identisches Ergebnis wurde von Hartmann in [Har14] angegeben (Hintergrund waren hier Wettermodelle). Die Herleitung erfolgte basierend auf der Abklingzeit der e- Funktion, so dass das Kriterium zu 2Tc gesetzt war: 1 neff = −2n · ln(r(∆t)); neff ≤ 1 (4.42) n = n∆t2 (4.43)Tc Das entspricht der bekannten Aussage (s. z.B. [SV02]), dass unabhängige Samples nur alle 2Tc vorliegen. Für mehr als 10 unabhängige Samples verschwindet die Differenz zwischen der Approximation und dem exakten Wert, wie in Abbildung 4.6 dargestellt. Bei einer Glättungszeitkonstanten von Tc = 100 s und einer Samplerate von ∆t = 0.5 s bedeutet das eine Mindestbeobachtungszeit von 4000 Samples (∼ 0, 5 h), um die Differenz zwischen Näherung und exakter Lösung verschwinden zu lassen (bei einer Glättungszeit- konstanten von Tc = 30 s beträgt die Mindestwartezeit entsprechend 10 min). Das erklärt, warum für kurze Beobachtungsintervalle (wie bei Integritäts- und Konti- nuitätsanalysen für GAST-D texp = 15 s und auch noch bei Integritätsbetrachtungen für GAST-C mit texp = 150 s) gesonderte Betrachtungen notwendig sind. In [Zie10] wurde ebenfalls angegeben, welchen Einfluss die zeitliche Korrelation all- gemein auf die Varianz bzw. Standardabweichung hat. Der Ansatz bestand darin, einen nichtoptimalen Schätzer (biased estimator) anzunehmen: 1 ∑ ∑ σ2b = · (xi − µest(x))2 = 1 · (x 2 2t − µtrue) − (µest − µtrue) (4.44) n n Damit ergibt sich E[σ2] = σ2 − σ2b mean (4.45) als Kombination der Varianz σ2 und der Varianz der Mittelwerte σ2mean („Variance of the Mean“). Damit ergibt sich der Korrekturfaktor, mit dem das Ergebnis des nichtoptimalen Schätzers korrigiert werden kann neff/(neff−1). Die korrigierte Varianz autokorrelierter Daten wird mit neff gemäß Gleichung 4.39: 2 = neff (n− 1) ∑n σ 2corr ( 1) (xi − µ) (4.46)n neff − i=1 74 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Folgende Überlegung soll ebenfalls verdeutlichen, dass für einen stationären Prozess die zeitliche Korrelation unerheblich ist, wenn die Beobachtungszeit hinreichend groß ist. Mit der Anzahl unabhängiger Samples niis und der Anzahl abhängiger Samples nds ist das Verhältnis der Varianzen: 2 = 1 ∑ σiis i = 1niisx(x)2 (4.47)niis∑nds σ2 = 1 x(i)2ds (4.48)nds 2 1 ∑∑ i=1 n σ iisi=1 x(i)2iis = niis2 1 n (4.49)σ ds x(i)2ds nds i=1 wenn: niis, nds →∞ dann: σ2ds(1 . . . nds) = r 2τσiis(1 . . . niis) (4.50) σ2 1 (x2 + x2 + . . .+ x2 ) iis = niis 1 2 niis2 1 ( 2 + (4.51)σds rτx1 rτx22 + . . .+ r 2n r τxiis τ nds) σ2iis 2 → 1 (4.52)σds D.h. der Wert der korrigierten Varianz in Gleichung 4.46 konvergiert gegen σ, wenn n→∞ und neff →∞. Um den Einfluss auf die Varianz in Abhängigkeit des zeitlichen Abstandes der Samples, die für die Berechnung der Varianz herangezogen werden, zu untersuchen, wurde eine numerische Simulation durchgeführt, dessen Ergebnis in 4.6 dargestellt ist. Dazu wurden 100 Datensätze weißen Rauschens von jeweils 1000000 Samples Län- ge8 erzeugt und mit einem Hatchfilter mit 100 s geglättet. Aus diesen geglätteten Daten wurden jeweils Samples mit variablem zeitlichen Abstand gezogen: von ∆t = 1 Sample, womit alle Samples ausgewertet werden, bis bis ∆t = 10000 Samples, womit die Stich- probe jeweils nur noch 100 Samples umfasst. Für diese wurden Mittelwert und Varianz bestimmt. Anschließend wurde das Verhältnis der Varianzen gebildet und als Funktion des zeitlichen Abstandes zwischen den Samples aufgetragen (graue Kurven). Der Mittel- wert ist in blau dargestellt. Zusätzlich wurde das numerische Ergebnis aus Gleichung 4.44 in rot dargestellt. Das dargestellte Ergebnis zeigt, dass die Unsicherheit infolge geringer Sampleanzahl den Einfluss der Korrelation der Samples übersteigt. Da bodenseitig hinreichend lange Beobachtungszeiträume möglich sind9, lässt sich das nominale Verhalten ausreichend charakterisieren, so dass kein Sampling erfolgen muss. Damit können unter diesen Umständen sämtliche Samples zur Analyse ausgewertet wer- den. Das ist zulässig, da die zugrundeliegenden Prozesse stationäre Prozesse sind, d.h. 8Das entspricht bei 2 Hz Samplerate der Beobachtungen und durchschnittlich 6 beobachtbaren Satel- liten pro Tag, etwa der Menge an Samples, die pro Tag insgesamt beobachtbar sind. 9(Es kann über mehrere Satellitenumläufe gemessen werden, um die Stationarität zu bestätigen) 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 75 die statistischen Eigenschaften verändern sich nicht über den Beobachtungszeitraum und auch nicht über den Zeitraum der Expositionsdauer. Für Stationarität gilt [GRS07]10: • Der Mittelwert ändert sich nicht über der Zeit: µ(t) = µ = const • Varianz ändert sich nicht über der Zeit: σ2(t) = σ = const • AKF hängt nur von der zeitlichen Verschiebung τ ab: φxx(t− τ) = φxx(τ) • Die AKF hat ihr Maximum bei τ = 0: max φxx : τ = 0 Daraus lässt sich schließen, dass: • Für einen stationären Prozess alle verfügbaren Samples in die Bewertung einfließen sollen. Ein „Ziehen“ von unabhängigen Samples reduziert die verfügbare Datenmen- ge und fügt zusätzliche Unsicherheit hinzu. Die damit abgeleiteten Integritätspara- meter (σPR_GND) sind übermäßig konservativ. • Nur die Beobachtungszeit muss hinreichend lang gewählt werden, um eine zuverläs- sige Aussage zu treffen. Ein Sampling kann jedoch entfallen. Im Zuge einer Langzeitbeobachtung lässt sich feststellen, ob die Annahmen an Stationa- rität erfüllt sind. Vergleich zwischen der Anzahl effektiver Verhältnis der Varianzen: unabhängige Samples der Näherung und der exakten vs. vollständige Daten; Eingagssignal: Lösung für einen AR1 Prozess mit AR1 gefiltertes weißes Rauschen, T = 100 s & T = 30 s, ∆t = 0.5 s c c T=100s, ∆ t=0.5 s 4 10 1.5 1.4 Abhängige Samples Unabhängige 1.3 Samples 2 10 1.2 1.1 0 1 10 100s 0.9 Näherung 0.8 100s Exakt −2 10 30s 0.7 Näherung 0.6 30s Exakt 0.5 −4 0 1 2 3 4 10 10 10 10 10 10 0 1 2 3 4 5 10 10 10 10 10 10 Zeitlicher Abstand zwischen den gezogenen n [samples] Samples [samples] (a) Anzahl unabhängiger Samples (b) Verhältnis der Varianzen Abbildung 4.6: Vergleich zwischen der exakten und der Näherungslösung für die Anzahl unabhängiger Samples aufgrund der zeitlichen Korrelation durch das Trägerphasenglättungsfilter (modelliert als AR1-Prozess) und Verhältnis der Varianzen geglätteten weißen Rauschens in Abhängigkeit des zeitlichen Abstandes aufeinanderfolgender Samples) 10Für einen streng stationären Prozess ändert sich die Verteilungsfunktion nicht mit der Zeit. Für einen schwach stationären Prozess können sich die Momente höherer als zweiter Ordnung mit der Zeit ändern. Für die nominalen GBAS-Fehler kann von streng stationärem Verhalten, ohne Veränderung der Verteilung, ausgegangen werden. n [samples] eff 2 2 σ /σ iis all 76 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems 4.2.3 Ableitung des Einflusses räumlich korrelierter GBAS-Messungen Tieffrequente Anteile, die zwischen den Referenzantennen korreliert sind, wirken sich auf die PRC nach Mittelung der individuellen PRC über die Antennen aus. Das zieht einen Einfluss auf die B-Werte und damit verbundene Erkennungsverfahren sowie die Bestim- mung des σPR_GND,x und damit der xPL nach sich. Für zwei Variablen lässt sich ihre gemeinsame Varianz aus der Summe zweier Signale wie folgt angeben: 1 ∫ +T ∫ +T ∫ +∞ ∫ +∞ s(t)2 = lim (x(t) + y(t))2dt =  x(t)2dt ·  y(t)2+ 2 x(t)y(t)dt (4.53)T→∞ T −T −T −∞ −∞ E2 E2x y 2Ex2Ey2 Wobei in Gleichung 4.53 E 2x2 = e1 und Ey2 = e22 die Varianzen der Signale, also für mittelwertfreie Signale das quadratische zeitlich√e Mittel von x(t) und y(t) sind und 2ExEy das korrelierte Signal darstellt. 2ExEy kann r12 ExEy geschrieben werden, wobei r12 die Korrelation zwischen beiden Signalen ist. Damit wird die Varianz der Summe der beiden Signale: √ e 2 2n = e1 + e2 + 2r12e1e2 (4.54) Ist r12 = 1 (Fall der Phasenkohärenz bei komplexen Signalen) ergibt sich√ e 2 2n,r=1 = √e1 + e2 + 2e1e2 (4.55) en,r=1 = (e1 + e2)2 (4.56) = e1 + e2 (4.57) und mit e1 = e2 folgt: en,r=1 = 2e (4.58) mit der Verstärkung gr=1 = 2, oder gr=1,dB = 20 log 2 = +6dB. Ist die Korrelation r12 = 0: √ en,r=0 = e1 + e2 (4.59) mit e1 = e2 ergibt sich √ √ en = 2e2 = 2e (4.60) √ Die Verstärkung für zwei unko√rrelierte Signale beträgt also gr=0 = 2 bzw. im logarith- mischen Maß gr=0,dB = 20 log 2 = +3dB. √ Für M unkorrelierte Signale ergibt sich die bekannte Rauschreduzierung zu M . Nun interessiert jedoch der Fall, dass 0 < r < 1 undM > 2, da die GBAS-Bodenstation die PRC zeitgleich aus M = 4 Antennen mittelt. Die allgemeine Form korrelierter Sum- men der Varianz der Mittelwerte (variance of the mean) ist: (∑ )n ∑∑ ∑ ∑ var ei = cov(ei, ej) = var(ei) + 2 cov(ei, ej) (4.61) i=1 i j i,j i,j 4.2 Erweiterte systemtheoretische Beschreibung der nominalen Leistungsfähigkeit 77 Wenn Varianz und Korrelation in ei identisch sind, wird die Varianz des Mittelwertes: 2 var ( ) = σ + n− 1e ρσ2 (4.62) n n für σ = 1 : (4.63) var ( ) = 1 + n− 1e ρ (4.64) n n wenn n→∞ lim var (ê) = ρ (4.65) n→∞ ⇒ σ2(ê) = ρ (4.66) Damit lässt sich die Rauschminderung SN für M Signale mit identischer Korrelation R angeben als: σM=1 = 1SN(M,R) = √ σM var = √ M = √ M (4.67) M +M(M − 1)R M(1 + (M − 1)R) Im logarithmischen Maß wird daraus 20logSN = 20 log √ M . Abbildung 4.7 M+M(M−1)R zeigt die Veränderung des Signal-Rausch-Verhältnisses durch Mittelung überM Antennen unter Einfluss der Korrelation R. Die mit Gleichung 4.67 erzielten analytischen Ergebnisse sind als durchgezogene Linien dargestellt. Die Verbesserung des Signal-Rausch-Verhältnisses (Rauschminderung) durch Mittelung ist auf der y-Achse aufgetragen. Die x-Achse stellt die Korrelation dar. Zu- sätzlich wurde eine numerische Simulation durchgeführt (weißes Rauschen, das korreliert wurde). Diese Simulationsergebnisse sind als Punktwolke jeweils dargestellt. Die Anzahl an Werten, über die gemittelt wird, (Antennen bei GBAS), wurde hier bis M = 10 auf- getragen11. In Abbildung 4.7 ist erkennbar, dass bereits eine kleine Korrelation zu einer starken Verminderung des Gewinns durch Mittelung führt. Der Effekt ist umso ausgeprägter, je mehr Antennen (oder allgemein Werte) in die Mittelung ein√bezogen sind. Für eine Korrelation von R = 0 ist auf der linken y-Achse das Ergebnis M ablesbar. Für eine Korrelation R = 1 ergibt sich keine Reduktion des Rauschens. Das Ergebnis bedeutet für GBAS, dass die Anzahl an Antennen nicht primär der Rauschminderung dient, als vielmehr der Redundanz und Stabilität der Leistungsfähig- keit, da die Veränderung bei Ausfall einer Antenne gering bleibt. 4.2.4 Diskussion des Einflusses der Abweichungen vom erwartbaren Verhalten auf die nominale Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems Aus den vorhergehenden Ableitungen ergibt sich, dass die Trägerphasenglättung nicht effektiv für Mehrwegeausbreitung mit Frequenzen unterhalb der Glättungszeitkonstanten 11Strenggenommen ist die Beschriftung der x-Achse mit rxy nicht korrekt fürM > 2, da es sich nicht um eine bi-variate Korrelation handelt. Da der Berechnung jedoch die Annahme identischer σ und identischer r zugrunde liegt und sich die Korrelation proportional zur Varianz ändert, wird die Bezeichnung jedoch als zulässig angesehen. Im Fall einer multiplen Korrelation, ergäbe sich eine Veränderung mit der dritten Potenz. Allerdings wurde hier nur die Korrelation 0 ≤ R ≤ 1 betrachtet. Die bi-variate Korrelation ist im Intervall [−1;+1] definiert. 78 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Verbesserung des SNR durch Mittelung über M Antennen als Funktion des Korrelationskoeffizienten 3.5 M=2 M=3 10 dB 3 M=4 M=5 M=6 2.5 M=7 M=8 2 6 dB M=9 M=10 1.5 3 dB sim M=2 sim M=3 1 sim M=4 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 r xy Abbildung 4.7: Veränderung des Signal-Rausch-Verhältnisses durch Mittelung über M Antennen unter Einfluss der Korrelation R ist. In diesem Fall wird nur das Rauschen reduziert und der PRC-Fehler vom Mehrwege- ausbreitungseinfluss dominiert im PRC-Fehler der geglätteten PRC. Die nominale Mehr- wegeausbreitung wird, wie noch gezeigt wird, von der Bodenreflexion bestimmt. Diese betrifft alle Antennen in ähnlicher Weise, so dass dieser Anteil zwischen den Antennen korreliert ist. Wie zuvor gezeigt, führt bereits eine kleine Korrelation zur einer verhältnis- mäßig großen Reduktion der Rauschminderung durch Mittelung. Ferner führt die räumliche Korrelation dazu, dass die für die Fehlererkennung relevan- ten B-Werte nur teilweise sensitiv für Fehler im Bodensubsystem sind. Korrelierte Fehler werden von den B-Werten nicht erfasst. Im nominalen Fall zeigen die B-Werte das Rausch- niveau nach Trägerphasenglättung. Der nominale Mehrwegeausbreitungseinfluss hebt sich in den B-Werten auf. Die Korrelation verletzt die Annahme des GBAS-Leistungsfähigkeitskonzepts in Ka- pitel 3, woraus sich Abweichungen zum erwartbaren Verhalten ergeben. Das erwartbare Verhalten wurde in Abschnitt 4.2.1 dargestellt. Das ist jedoch kein Nachteil, da für den Fall, dass anomale Mehrwegeausbreitungs- bedingungen nur an einer Antenne herrschen, eine erhöhte Sensitivität der B-Werte und damit bessere Erkennbarkeit folgt. Es muss aber beachtet werden, dass die B-Werte damit nur bedingt Aussagen zum tat- sächlichen nominalen PRC-Fehler ermöglichen. Die in [EUR13] angegebenen Gleichungen für die GAD-Analyse bestimmen das tatsächliche RMSPR_GND damit nicht vollständig. Eine Genauigkeitsanalyse basierend auf B-Werten liefert wegen des Fehlens des korrelier- ten Anteils optimistische Ergebnisse. Mit sehr geringem nominalen Rauschniveau ergeben sich somit verhältnismäßig große Abweichungen. Die Analyse des Einflusses der Korrela- tion auf die B-Werte ist in Anhang D.2.3 angegeben. Die Ergebnisse des messtechnischen Vergleichs der Genauigkeitsbewertungsverfahren sind in Kapitel 7 enthalten. Die theoretische Skalierung der Standardabweich√ung des PRC-Fehlers einer Anten- ne zum gesamten PRC-Fehler aller Antennen über M ist nicht zutreffend. Da jedoch bestimmte Berechnungen, wie die Protection-Level-Berechnung standardisiert sind, muss in der Ableitung des an das Bordsegment übermittelten σPR_GND darauf Rücksicht ge- ∆ SNR 4.3 Einflüsse auf die Leistungsfähigkeit und Fehlerausbreitung im Gesamtsystem 79 nommen werden, d.h. σPR_GND enthält einen Anteil zur Berücksichtigung der nomina- len Korrelation. Dieser Anteil muss so abgeleitet sein, dass auch bei Ausfall von An- tennen/Empfängern noch eine Gültigkeit des σPR_GND gewährleistet ist. Ein mögliches Verfahren wurde von B. Pervan in [SPPE02] abgeleitet. Die geringere Effektivität der Trägerphasenglättung bzw. der geringe Unterschied zwi- schen σPR_GND,30 und σPR_GND,100 führt zu einer erhöhten Kontinuität und Integrität der bordseitigen Überwachungsverfahren zum Erkennen anomaler ionosphärischer Bedin- gungen. Der bordseitige DSIGMA-Monitor verwendet die Differenz der 30 s und 100 s geglätteten Schrägentfernungen als Eingangssignal. Ist das Verhältnis zwischen beiden klein, wird die Kontinuität des Gesamtsystems erhöht. Ein kleineres Rauschen geht i.a. mit einer besseren Erkennbarkeit einher, was die Integrität des Gesamtsystems erhöht. 4.3 Einflüsse auf die Leistungsfähigkeit und Fehlerausbreitung im Gesamtsystem 4.3.1 Fehler im Satellitensubsystem Neben den bereits besprochenen nominalen Bedingungen treten auch anomale Zustände auf, welche aus Fehlfunktionen oder besonderen Umweltbedingungen resultieren. Entlang des Signalverarbeitungskette sind daher die GPS-Satelliten das erste feh- lererzeugende Glied. Die Bedingungen der nominalen Signalleistungsfähigkeit der GPS- Satelliten sind im Performance Standard [US08] angegeben. Dennoch treten Fehlerzu- stände auf, deren Erkennung durch den GPS-Betreiber mehrere Stunden in Anspruch nehmen kann, in der der betroffene Satellit also fehlerhafte Signale aussendet. Die Feh- lerfälle haben sich gegenüber GAST-C nicht verändert. Da mit GAST-D jedoch eine kür- zere Glättungszeitkonstante sowie kürzere Reaktionszeit zu berücksichtigen sind, ergeben sich unterschiedliche Auswirkungen im Vergleich zu GAST-C. Der GAST-D-Standard be- schreibt die zu berücksichtigenden Fehlerbedingungen in den Ausführungsbestimmungen (Guidance Material), [ICA16b]. Für die Entwicklung von Schutzmaßnahmen muss die Auswirkung des Fehlers im Sys- tem beschrieben werden. Um die Auswirkung numerisch analysieren zu können, muss der Fehler in einem geeigneten Modell („Threat Model“, Bedrohungsmodell) beschrieben werden. Über die Anzahl an Modellparametern und deren Wertebereich ergibt sich der Bedrohungsraum („Threat Space“) über den in der numerischen Analyse gezeigt wird, dass der Fehler ausreichend berücksichtigt ist. Die Analyse der folgenden Fehlerfälle zur Validierung des GAST-D-Standards ist in [JBM09] beschrieben. Die Veröffentlichung erfolgte in [BL10]. Für den hier untersuchten GAST-D-Prototyp ist die Analyse dieser Fehler in [AHP+11] dargelegt. Die Wahrscheinlichkeit des Eintretens einer anomalen Störung der Satellitensignale beträgt nach [NSP16], [US08], [FAA05] und sowie [SBK15] Papriori = 1 · 10−4/Operation. Die möglichen Satellitensignalstörungen sind in Tabelle 4.2 aufgeführt. 80 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Tabelle 4.2: Fehlerfälle infolge von Störungen im Satellitensubsystem Fehlerfall Auswirkungen Bedrohungsmodell Signalbeschleunigung • Rampenförmiges, gleichsinniges definiert in ICAO SARPs, 1- (Excessive Accelera- Anwachsen von Code- und Phasen- Parameter: Signalbeschleu- tion) fehler aufgrund von Störungen der nigung Satellitensignalerzeugung • Differentieller Fehler aufgrund der Reaktionszeit am Boden Code- und Phasen- • Gegensinniges Anwachsen von definiert in ICAO SARPs, 2- divergenz (Code- Code-und Phasenfehler Parameter: CCD Rate und Carrier Divergence, • Differentieller Fehler aufgrund un- Initialisierungszeit der CCS CCD ) terschiedlicher Initialisierungszeit Filter der Filter an Bord- und Boden GPS Signalstö- • Verzerrungen der gemessenen Kor- definiert in ICAO SARPs rungen (Signal relationsfunktion durch Verzerrun- mit drei Untermodellen: Deformation) gen des C/A Codes (a) Digitale Codeverzöge- • Differentieller Fehler aus Unter- rung mit 1-Parameter schieden der Bord- und Bodenemp- (Verzögerung) fängerimplementierung (b) Analoge Verzerrung mit 2-Parametern (Dämpfung und Fre- quenz der Schwingung der Codeverformung) (c) Kombination aus A und B mit 3- Parametern Fehlerhafte Satellit- • Fehlerhafte Bestimmung der definiert in ICAO SARPs, enbahndaten (Erro- Schrägentfernung aufgrund Abwei- Parameter beschreiben neous Ephemeris) chung zwischen Satellitenposition fehlerhafte Satellitenpo- aus Ephemeriden und realer sition je nach Untertyp Position des Fehlerfalls (vorwiegend • Differentieller Fehler aufgrund der 2-Parameter) räumlichen Trennung zwischen Bord und Boden Geringe Sendeleis- • Absoluter Fehler durch Störung der Herstellerabhängig, nicht in tung (Low Power) Korrelationsfunktion durch das Si- ICAO SARPs definiert gnal infolge eines zweiten Satelliten mit ähnlicher Dopplerfrequenz • Absoluter Fehler wenn Empfänger auf falsche PRN einrastet (Wahr- scheinlichkeit dafür ist erhöht) Weitergehende Informationen zur Signaldeformation sind hinsichtlich der Entwick- lung des Bedrohungsmodells und seiner Parameter in [MC00], [MAPE02] und [PAP02] beschrieben. Detaillierte Angaben zur Bedrohung durch fehlerhafte Ephemeriden sind in [GPP04] angegeben. 4.3 Einflüsse auf die Leistungsfähigkeit und Fehlerausbreitung im Gesamtsystem 81 4.3.2 Fehler entlang des Ausbreitungspfades Ionosphäre Die Ionosphäre ist eine Schicht der oberen Atmosphäre, die sich durch eine hohe An- zahl freier Ladungsträger auszeichnet. Sie erstreckt sich von ca. 50 km über der Erd- oberfläche bis ca. 1000 km. Sie ist ein dispersives Medium, d.h. der ionosphärische Effekt ist frequenzabhängig und bewirkt eine Veränderung der Gruppenlaufzeit der Satelliten- signale. Eine Beschreibung der physikalischen Prozesse ist u.a. in [HJ12] gegeben. Die freien Elektronen verändern die Refraktivität des Ausbreitungsmediums, dadurch wird die Ausbreitungsgeschwindigkeit gegenüber der im Vakuum verringert, woraus sich eine Verzögerung, also eine erhöhte Laufzeit, ergibt. Die GPS-Signale sind modulierte Signale, die sich im Raum mit der Gruppengeschwindigkeit („Group Velocity“) ausbreiten. Diese unterscheidet sich von der Phasengeschwindigkeit, woraus sich die Verzögerung der Co- demessung und (relative) Beschleunigung der Phasenmessung ergibt. Diese allgemeinen Effekte der Wellenausbreitung wurden von Strutt und Rayleigh in [SR96] beschrieben. Eine Gefährdung der Integrität des GBAS ergibt sich, wenn die räumliche Dekorre- lation der ionosphärischen Laufzeitverzögerung zu hohe Werte annimmt, so dass der dif- ferentielle Schrägentfernungsfehler Werte oberhalb des zulässigen Maximums annimmt. Darauf wird in Kapitel 5 detaillierter eingegangen. Troposphäre Die Troposphäre ist die erdnächste Schicht der Atmosphäre bis zu einer Höhe von 50 km über dem Boden und setzt sich aus trockenen Gasen und Wasserdampf zusammen. Es ergibt sich eine Veränderung der Gruppenlaufzeit. Die Atmosphäre ist nicht dispersiv, so dass sich keine Frequenzabhängigkeit ergibt, d.h. Code- und Phasenmessung weisen iden- tische Laufzeitverzögerungen auf. Der Refraktionsindex verändert sich in Abhängigkeit von der Höhe ([PSJ96]. Für GBAS ist wiederum der differentielle Restfehler von Interesse, der sich durch unterschiedliche troposphärische Bedingungen der feuchten Komponente über der Ent- fernung und dem Höhenunterschied zwischen Bord und Boden ergibt. Damit sind die relevanten Parameter eines Bedrohungsmodells die Unterschiede in Druck, Temperatur und Luftfeuchtigkeit, wie in Gleichung B.5 und Gleichung B.6. Die Parameter können aus Klima- bzw. Wetterdaten bestimmt werden. Aus Analysen der FAA für GAST-C, in [SG04] und [HG07a] ergibt sich, dass die Modellierung, wie in Kapitel 3 angegeben, die auftretenden Fehler ausreichend beschreibt und die Leistungsfähigkeit sicherstellt. In 2011 wurden zusätzliche Ergebnisse in [GZ11b] vorgestellt. Die Ergebnisse sind auch für GAST-D anwendbar und bestätigen, dass sich auch troposphärische Gradienten über das GBAS-Modell mit den MT2-Parametern so berücksichtigen lassen, dass die geforderte Leistungsfähigkeit erreicht wird. Neuere Untersuchungen wurden im Rahmen von SESAR zur Identifikation eines Kon- zeptes für GBAS GAST F durchgeführt. Auf diesen Analysen baut [Gui16] auf. Ein Einfluss der Troposphäre resultiert ferner auf die bodenseitigen Erkennungsver- fahren anomaler ionosphärischer Störungen. Diese werden im Zusammenhang mit diesen in Kapitel 5 analysiert. 82 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems 4.3.3 Lokale Störungen Hochfrequente Störungen („RF Interference“) Hochfrequente (HF) Störungen überlagern sich mit den GPS-Signalen und führen zu verringerter Genauigkeit bzw. Verlust des Signals. Wegen der geringen GPS-Signalleist- ungen reichen bereits geringe Störsignalleistungen, um die GPS-Empfänger zu beeinträch- tigen. Diese vergleichsweise leichte Störbarkeit ist allen GNSS zu eigen und daher nicht GBAS GAST-D spezifisch. Entsprechend der Ausführungen zu Beginn dieses Kapitels werden hier ausschließlich unbeabsichtigte (inkl. uninformierte) HF-Störungen angeführt. Da die Einflüsse im lokalen Umfeld der Empfänger erfolgen, handelt es sich nicht um differentielle Einflüsse und ihre Analyse erfolgt jeweils für den betroffenen Empfänger, d.h. die Analyse erfolgt getrennt für Bord- und Bodensubsystem. Allgemein werden HF-Störungen nach Art ihres Signals unterschieden. Das bezieht sich auf • die Bandbreite des Störsignals: Breitband vs. Schmalband bezüglich der Breite des GPS-Signalspektrums, die Signalform: Rauschen vs. deterministisches Signal, i.a. Sinusschwingung (Continuous Wave, CW, ) • das Zeitverhalten: zeitlich konstant vs. gepulst. Für GBAS sind die zu berücksichtigenden Signalcharakteristika in [ICA16b] angegeben („CW, Wideband Noise, Pulsed“). Diese können durch Oberwellen anderer Sender am Flughafen oder frequenzmodulierte (FM) Rundfunkeinrichtungen erzeugt werden. Im Zusammenhang mit unbeabsichtigten Störungen sind zwei weitere Signalformen relevant: periodische Frequenzveränderung „Swept Sine“ und wiederholte GPS-Signale. Erstere treten im Zusammenhang mit GPS-Störern (GPS-Jammer) auf. Letztere senden empfangene GPS-Signale wieder aus (Repeater), um z.B. in geschlossenen Räumen, wie ei- nem Flugzeughangar, GPS-Signale zu empfangen (z.B. zur Wartung und zum Test). Diese Fälle würden i.a. unter „security“-Gesichtspunkten berücksichtigt. Da es sich hier jedoch um unbeabsichtigte Störungen handelt, sind sie für die Sicherheitsbewertung ebenfalls zu beachten. Mehrwegeausbreitung Die Mehrwegeausbreitung, also der Empfang reflektierter Signale, führt zu längeren Laufzeiten der reflektierten Signale, die verzögert an der Empfangsantenne eintreffen. Sie überlagern sich mit dem direkt empfangenen Signal in der Autokorrelationsfunktion des PRN-Codes im Empfänger und verzerren die Korrelationsfunktion. Auf Mehrwegeausbrei- tungseinflüsse wird in Kapitel 5 detaillierter eingegangen. 4.3.4 Interne Fehler im Bodensubsystem Einflüsse auf die Leistungsfähigkeit durch Fehler innerhalb des Bodensubsystems ergeben sich infolge von fehlerhaften Berechnungen, fehlerhafter Datenübertragung innerhalb des Systems, Komponentenfehlern und fehlerhafter Konfiguration bzw. Bedienfehlern. Die Einflüsse auf die PRC können dementsprechend sehr vielfältig sein, daher existiert kein parametrisches Fehlermodell für interne Fehler. 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 83 4.3.5 Einflüsse auf den Datenrundfunk Störungen des Datenrundfunks können infolge von Übertragungsfehlern, Fehlern der bo- denseitigen Sendeausrüstung (oder bordseitigen Empfangsausrüstung) und Beeinträchti- gung der Ausbreitungsbedingungen (z.B. Hindernisse) auftreten. Aus diesen Fehlerfällen resultiert kein PRC-Fehler, also kein Einfluss auf die Integrität. Störungen des Daten- rundfunks können jedoch die Kontinuität betreffen. 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 4.4.1 Übersicht Dieser Abschnitt stellt die generellen Möglichkeiten der Einflussnahme auf Störungen und Fehlereinflüsse im GBAS-Bodensubsystem dar. Diese werden im Hinblick auf ihre Wirkungsweise betrachtet. Die Analyse der Überwa- chungseinrichtung soll neben dem zugrundeliegenden Hypothesentest und der Annahme normalverteilter Fehler auch eine erweiterte Betrachtung zum Einfluss auf die Vertei- lungsfunktion der Schrägentfernungskorrekturen beinhalten. Diese wird üblicherweise als Begrenzung der Verteilungsfunktion (Tail Truncation) aufgefasst. Es soll dargestellt wer- den, wie sich diese auf die Verteilungsfunktion auswirkt. Die realen Fehlerverteilungsfunktionen folgen mitunter nicht einer Normalverteilung. Im Hinblick auf die Schnittstelle der Leistungsfähigkeit zwischen Bord und Boden wird dem durch Substitution der realen Verteilung durch eine Normalverteilung begegnet. Fer- ner finden innerhalb des Bodensubsystems Überdeckungsverfahren zur Ableitung der Kon- tinuität von Überwachungseinrichtungen Anwendung. Dies ist vor allem vor dem Hinter- grund der strengeren CAT-III-Kontinuitätsanforderung relevant (specific vs. average con- tinuity). Die Betrachtung der Überdeckungsverfahren wird neben der üblichen Überde- ckung der Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktion auch das Überdecken der Wahrschein- lichkeitsdichtefunktion thematisieren und erweiterte Ansätze, wie gemischte (Normal-) Verteilungen und extremwertbasierte Ansätze diskutieren. Ein Großteil dieser Maßnah- men reduziert die Kontinuität (und letztlich die Verfügbarkeit). Daher erfolgt ein Vergleich der verschiedenen Möglichkeiten im Hinblick auf ihre Auswirkungen auf die Verfügbarkeit. 4.4.2 Konstruktive Maßnahmen und Maßnahmen der Ortsaufstellung Konstruktive Maßnahmen sind herstellerseitig vorgenommene Maßnahmen im Rahmen der Entwicklung, die sicherstellen, dass die verwendete Ausrüstung die gestellten Leis- tungsanforderungen im Betrieb erfüllen kann. Auf die Güte der PRC bezogen sind die primären Komponenten die Empfänger- und Antennentechnologie, da sie maßgeblich das nominale Verhalten und das Verhalten unter Einfluss äußerer Störungen bestimmen. Aus den vorherigen Ausführungen zu den Fehlereinflüssen ergibt sich, dass die wesentlichen Einflussgrößen das Antennendiagramm, die Bandbreite, die Korrelatoreigenschaften, das Verhaltens der Code- und Phasenregelschleifen (DLL und PLL) und das Dynamikver- halten des Empfängers sind. GBAS-Referenzempfänger weisen zudem zusätzliche Kor- relatormesspunkte auf, die zur Umsetzung spezifischer Erkennungsverfahren erforderlich 84 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems sind. Daneben ist der innere Aufbau der Bodenstation z.B. die Redundanz entscheidend für die Kontinuität und Integrität. Die verwendeten Möglichkeiten der Algorithmen werden in den folgenden Abschnitten besprochen. Daneben ist konstruktiv festzulegen, wie sich die einzelnen Ausrüstungsteile vor Ort installieren lassen: z.B. minimale und maximale Abstände zwischen Referenzantenngruppe und VDB-Sendeantenne. Je nach Umsetzung der GBAS-Station können sich hier Unterschiede ergeben. Die Wahl der Aufstellungsorte ist entscheidend für die Leistungsfähigkeit der installier- ten Anlage. Das betrifft die nominale Leistungsfähigkeit, aber auch das Verhalten unter Einfluss äußerer Störungen. Ihr Einfluss kann durch geeignete Wahl der Aufstellungspara- meter entscheidend beeinflusst werden. Dem Charakter nach handelt es sich dann um die Vermeidung oder Begrenzung bestimmter Einflüsse. Im Rahmen der Ortsaufstellung sind vor allem folgende leistungsfähigkeitsbestimmende Parameter festzulegen. Diese sind: • Distanz des GBAS-Referenzpunktes (GBAS Reference Point - GRP) zu den Lande- bahnschwellen (Landing Threshold Point - LTP)), • Distanz der Referenzantennen zu öffentlich erreichbaren Orten und anderen Funk- systemen, • Distanzen zwischen den Referenzantennen, • Distanzen der Referenzantennen zu anderen Objekten und lokale Horizontlinie, • Phasenzentrumshöhe der Referenzantennen (Phase Center Height - PCH), • Lage des Shelters, • Ort der VDB-Sendeantenne(n), • Phasenzentrumshöhe der Sendeantenne(n) und • Lage der VDB-Monitorantenne. Der Abstand des GRP zu den LTP ist relevant für die Größe des Schrägentfernungs- fehlers. Diese Abstände sind v.a. hinsichtlich aller entfernungsabhängigen differentiellen Fehler von Bedeutung. Diese Fehler sind anomale ionosphärische, troposphärische und Ephemeridenfehler. Bei Ausfall von Antennen muss die mögliche Verschiebung des GRP berücksichtigt werden. Die Abstände zu öffentlich erreichbaren Orten sind vor dem Hintergrund möglicher HF-Störungen maßgeblich. Die Abstände zwischen den Referenzantennen sind hinsichtlich korrelierter Mehrwege- ausbreitungsfehler, den Erkennungsverfahren ionosphärischer Störungen und zur Begren- zung von HF-Störungen relevant. Die Lage der Referenzantennen bestimmt sich aus der Satellitensichtbarkeit und mög- lichen Einflüssen aus Mehrwegeausbreitung. Die PCH der Referenzantennen muss hinsichtlich der Satellitensichtbarkeit, Mehrwe- geausbreitungsfehlern und möglicher HF-Störungen festgelegt werden. Die Lage des Shelters ist in Bezug auf Kabellängen, Satellitensichtbarkeit und Mehr- wegeausbreitungsfehlern festzulegen. Die Lage und Phasenzentrumshöhe der VDB-Sendeantenne(n) ist für die VDB-Abde- ckung von Bedeutung. 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 85 Der hier untersuchte Prototyp eines GAST-D-Bodensubsystems verfügt über eine sepa- rate VDB-Monitorantenne. Ihre Lage kann einen Einfluss auf die Kontinuität der äußeren VDB-Überwachung haben. Die Randbedingungen für die genannten Aufstellungsparameter ergeben sich aus be- baubarer Fläche, Hindernisfreiflächen, evtl. vorhandenen Kabelwegen, etc. Die einzelnen Anforderungen führen zu teils gegensätzlichen Optima, so muss z.B. eine für die VDB- Ausstrahlung optimale Position nicht notwendigerweise die beste Satellitensichtbarkeit ermöglichen und umgekehrt. Für GAST-C wurden Aufstellungskriterien durch die FAA definiert. Sie sind in [FAA10] festgehalten. Es ist zu beachten, dass diese wegen der Abhängigkeit der Kriterien zu den konstruktiven Maßnahmen im System nur für eine bestimmte Kombination von Empfänger- und Antennentechnologie gültig sind. Die Abmessungen des Schutzbereiches der Referenzantennen sind hinsichtlich der Mehrwegeausbreitungsfehler relevant und da- her in Anhang E dargestellt. Die entsprechende Modellierung ist in Kapitel 5 dargestellt. Die Ergebnisse der Überprüfung und ihre Diskussion sind in Kapitel 7 angegeben. Für GAST-D wurde das Verfahren der Ortsaufstellung für GAST-D im Rahmen des SESAR-Projekts P15.3.6 abgeleitet ([PLT+13] enthält den allgemeinen Prozess) und auf den hier untersuchten Prototyp angewandt ([LAD14] für die Umsetzung). 4.4.3 Überdecken der Wahrscheinlichkeitsverteilung (Overbounding) CDF Overbounding Dem GBAS-Leistungsfähigkeitskonzept liegt die Annahme zugrunde, dass die nomi- nale Fehlerverteilung der nominalen Schrägentfernungsfehler durch eine mittelwertsfreie Normalverteilung überdeckt werden kann (s. Kapitel 3) und das gilt auch für GAST-D. Damit ist das wesentlichste Werkzeug der Sicherung der Leistungsfähigkeit die Über- deckung der Verteilungsfunktion der Fehler im Rahmen der xPL, woraus für GAST-D folgt, dass die Überdeckung nur für die auf 100-s-Trägerphasenglättung bezogenen Inte- gritätswerte zu gewährleisten ist. Der Schutz der an Bord verwendeten 30 s geglätteten Positionslösung ergibt sich aus der Addition der DL und DV Werte (s. Kapitel 3). In [DeC00] ist beschrieben, dass dieses Überdecken tatsächlich durch ein Überdecken der Verteilungsfunktion (CDF) abkvCDFCumulative Distribution Function, Verteilungs- funktion erreicht werden kann12. Die Forderung nach bestimmten Fehlerwahrscheinlich- keiten führt in Verbindung mit den Verteilungsfunktionen der Fehler unmittelbar zu der Forderung, dass die über die xPL modellierte normalverteilte Verteilungsfunktion (CDF), ausgedrückt über das Fovb,NV , die tatsächliche (Fnom) überdecken muss. Damit wird ge- währleistet, dass das tatsächliche Risiko Pnom kleiner als das mit der modellierten Vertei- lung verknüpfte Risiko (Povb,NV ) ist: Pnom < Povb (4.68) Mit Gleichung B.8 ergibt sich, dass 12Diese Analysen wurden mit Definition des GBAS-Konzeptes durchgeführt. Zunächst wurde versucht, gemäß [DeC00] und auch [RS98] ein Überdecken durch die Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion zu erreichen. Da das Integral der Wahrscheinlichkeitsdichtefunktionen (PDF) jeweils Eins ist, kann keine Überdeckung für alle Werte von t in Gleichung B.8 erreicht werden. Daher wäre das Überdecken der PDF an Annahmen an die reale Verteilung geknüpft. 86 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Fovb,NV (x) ≥ Fnom(x);x ≤ 0 Fovb,NV (x) < Fnom(x);x > 0 (4.69) Wird linksseitig die Verteilungsfunktion und rechtsseitig die Fehlerfunktion gemäß Glei- chung B.9 verwendet, wird die Überdeckung deutlicher: Qovb,NV (x) = 1− Fovb,NV (x > 0) > Qnom(x > q0) = 1− Fnom(x > 0) Fovb,NV (x) ≥ Fnom(x);x ≤ 0 (4.70) Die Zusammenhänge sind in Abbildung 4.8 dargestellt. Linksseitig (x ≤ 0) überdeckt die Normalverteilung die Fehlerverteilung, während rechtsseitig die überdeckende Verteilung unter der Kurve der realen Verteilung verläuft. In Abbildung 4.8 ermöglicht die Verwen- dung der rechtsseitigen komplementären Verteilungsfunktion die anschauliche Darstellung der Überdeckung. Für diese Abbildungen wurde die reale Verteilung als T- (Student)-Verteilung mit 10 Freiheitsgraden modelliert. Die T-Verteilung wurde gewählt, da sie eine symmetrische und unimodale Verteilung ist. Über die Freiheitsgrade kann die Abweichung zur Normalver- teilung bestimmt werden. Dabei wird deutlich, dass die Überdeckung nur bis zu einer gewissen Wahrscheinlichkeit gewährleistet ist (im Beispiel 3, 8 · 10−6, da rechtsseitig zu- erst die Überdeckung nicht mehr gewährleistet ist). Wäre höherer Schutz zu gewährleisten, müsste der Inflationsfaktor erhöht werden oder Maßnahmen zur Begrenzung der Vertei- lungsfunktion in den Randbereichen getroffen werden. Die Möglichkeiten dazu, z.B. durch Überwachungsmaßnahmen, werden in den folgenden Abschnitten diskutiert. Eine Inflati- on ist möglich, wenn die Verteilung der Randbereiche monoton fallend ist. Ist das nicht gewährleistet, muss die Randbereichsverteilung über andere Maßnahmen (z.B. Monitore) gewährleistet werden. Mit dem in [DeC00] angegebenen Beweis ergibt sich, dass die Überdeckung der realen Fehlerverteilung gewährleistet ist, wenn die Verteilung jeder beitragenden Komponente und ihrer Linearkombinationen überdeckt ist und diese symmetrisch und unimodal ist. Dieser Nachweis war wesentlich dafür, dass das Überdecken der Verteilungsfunktionen der Fehler jeder einzelnen Schrägentfernungsmessung auch zum Überdecken der Fehlervertei- lung des Positionsfehlers führt. Kleine Mittelwertverschiebungen lassen sich mit CDF-Überdeckung tolerieren (im Bei- spiel in Abbildung 4.8: 0, 2σ) und auch die Forderung nach Symmetrie ist nicht streng, da sich z.B. auch einseitige Verteilungen betrachten lassen. Für kleine Mittelwertverschie- bungen wird die CDF-Überdeckung natürlich verletzt. Allerdings erfolgt die Verletzung nur im Kernbereich. Entscheidend ist, dass die Überdeckung in den Randbereichen bis zum geforderten Integritätsniveau sichergestellt ist. Wie in Kapitel 3 dargestellt, wird das Überdecken durch Aufblähen („Inflation“) der Varianz der realen Verteilung mittels Inflationsfaktorerreicht. Mit Gleichung 2.7 führt diese Forderung des Überdeckens jeder einzelnen Verteilung zu vergleichsweise konserva- tiven Annahmen, da ein Ausgleich zwischen den Beiträgen nur möglich wäre, würden die einzelnen Beiträge zusammengefasst. Es wurden Erweiterungen des ursprünglichen Ansatzes entwickelt, die eine geringe- re Konservativität erlauben und am Boden ggf. für die Überdeckung der Testmetri- 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 87 Verteilungsfunktion des Fehlers und Linkseitige Verteilungsfunktion überdeckende Verteilung und rechtseitige komplementäre 1 Verteilungsfunktionen 0 10 0.9 Über− CDF(NV) 0.8 Überdeck− deckende NV mit identischer µ ≠ 0ende CDF Varianz 0.7 −2 10 Reale 0.6 Reale Fehler− CDF verteilung 0.5 NV mit −4 0.4 10 Varianz der Fehlerverteilung 0.3 µ ≠ 0 0.2 Wahrscheinlich− −6 10 keit bis zu der 0.1 keine Über− 2 ~ 95 (NV)% Überdeckungσ deckung gewährleistet ist 0 −10 −8 −6 −4 −2 0 2 4 6 8 10 −10 −5 0 5 10 σ x (a) Verteilungsfunktion CDF (b) komplementäre Verteilungsfunktion CCDF Abbildung 4.8: Beispiel für eine überdeckende und überdeckende komplementäre Verteilungsfunktion ken angewendet werden können (z.B. Kernüberdeckung, J. Rife et. al. in [RPP04], Bi- normalverteilte Überdeckung (Gaussian Mixture), J. Blanch et.al. [BWE05], gepaarte Überdeckung, [RPEP06]). Ein extremwertbasiertes Verfahren wurde im Rahmen dieser Arbeit zur Charakteri- sierung des Bodensubsystemfehlers angewandt und kann zukünftig Basis der Ableitung des integritätsrelevanten σPR_GND sein. Dieses wird in Kapitel 5 vorgestellt. Ergebnisse sind in Kapitel 7 dargestellt. Einflussnahme auf bordseitige Positionslösung beim CAT-III L1 über σPR_GND,30 In begrenztem Maß kann über das σPR_GND,30 Einfluss auf die bordseitige Geometrie- auswahl genommen werden. Das stellt strenggenommen kein Overbounding dar, sondern nutzt die Tatsache aus, dass σPR_GND,30 freier konfigurierbar ist. Das erlaubt es (inner- halb gewisser Grenzen) über die Wichtungsmatrix das svert zu beeinflussen, da die Wich- tungsmatrix die σPR_GND,30 verwendet ([SKSB13]). Ist das σPR_GND,30 größer als das σPR_GND,100, ergibt sich eine bessere svert-Verfügbarkeit. Die xPL bleiben unbeeinflusst. 4.4.4 Statisches Maskieren / Ausblenden Lassen sich bestimmte Einflüsse durch die Ortsaufstellung nicht vermeiden, kann der ent- sprechende Elevations- und Azimutwinkelbereich maskiert werden. D.h. Satellitenmessun- gen aus diesen Richtungen werden verworfen. Diese Maßnahme kann z.B. zum Ausblenden von Reflexionen infolge Mehrwegeausbreitung angewandt werden. Sind Störeinflüsse aus einzelnen Richtungen nicht vermeidbar, ist das eine sehr sichere Methode, da eine Fehl- entdeckungswahrscheinlichkeit wie bei Monitoren entfällt. Maskieren ist jedoch unmittelbar mit einem Verfügbarkeitsverlust verbunden. Diese P(x) F(x, x<µ) & 1−F(x;x>µ) 88 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems ist besonders stark, wenn die Maske für alle Referenzantennen identisch ist. Daher sollte die Maskierung für jede Antenne einzeln konfigurierbar sein, um den damit verbundenen Verfügbarkeitsverlust zu minimieren. Die Nichtverfügbarkeit der Messungen einzelner oder aller Antennen ist statisch und erfolgt unabhängig davon, ob der Einfluss gerade existent ist oder nicht. Auf die Fehlerverteilungsfunktion bezogen bedeutet Maskieren, dass die nominale Ver- teilungsfunktion erhalten bleibt. Das Risiko eines Schrägentfernungsfehlers ergibt sich aus der Wahrscheinlichkeit dafür, dass ein Fehler vorhanden ist und die Maske fehlerhaft ge- setzt ist. Das Risiko lässt sich als Funktion der Fläche der Maske ausdrücken und steigt zu den Rändern an. 4.4.5 Dynamische Anpassung von Integritätsparametern Üblicherweise werden Integritätsparameter statisch konfiguriert. Die dynamische Anpas- sung von (Broadcast-) Integritätsparametern in Echtzeit ist jedoch denkbar. Anwendung kann die dynamische Anpassung z.B. bei GAST-C-Ionosphärenschutz (Geometriescree- ning (CAT-I), s. Kapitel 5) finden, indem in Abhängigkeit von bekannten äußeren Be- dingungen z.B. die Ephemeridenschutzparameter (P ) in Echtzeit angepasst werden. Ein anderes Beispiel wäre die Variation des ausgestrahlten σPR_GND in Abhängigkeit von der Anzahl im Betrieb befindlicher Empfänger / Antennen M . Darüber hinaus ist aber auch die Anpassung in Abhängigkeit von Messgrößen möglich, als Beispiel sei genannt, dass in Abhängigkeit einer Testmetrik der Korrekturmonitore das σPR_GND verändert wird. Dadurch kann die Systemverfügbarkeit gesteigert werden. Bei Anwendung dieser Verfahren müssen obere Limits festgelegt werden, bis zu denen eine Erhöhung zulässig ist, bevor eine exekutive Aktion (z.B. Satellitenkorrektur einstel- len) erfolgt. Ferner sind natürlich zeitliche Abhängigkeiten (durch die Filter und damit verbundenen Fehlerauf- und -abbau) zu beachten. Wird dynamische Anpassung für z.B. Monitorschwellen vorgenommen (wenn genügend Spielraum zwischen Integrität und Kontinuität vorhanden ist), muss für GAST-D beachtet werden, dass die spezifische Kontinuität nicht angegriffen wird, d.h. diese legt das obere Limit fest. Zumeist wird jedoch versucht auf größtmögliche Kontinuität zu konfigurieren (d.h. die Schwellen sind bereits auf die maximalen Werte eingestellt, für die die Integrität erfüllt ist), so dass dieser Spielraum zumeist nicht gegeben ist. Mit Variation der Integritätsparameter variiert die überdeckende Verteilungsfunktion. Das Risiko eines Schrägentfernungsfehlers ergibt sich aus der Wahrscheinlichkeit, dass ein Fehler vorhanden ist und der Wahrscheinlichkeit, dass der dynamisch angepasste Wert keinen Schutz vor dem aktuell vorhandenen Fehler gewährleistet. 4.4.6 Überwachungseinrichtungen (Monitoring), Wirkungsweise und Monitorklassen Überwachungsverfahren (Monitore) stellen das Kernelement der Gewährleistung der Inte- grität dar. Anomale Zustände werden damit erkannt und die fehlerbehaftete Größe wird abgeschaltet. Durch die exekutive Aktion verringert ein Monitor stets die Kontinuität. Die zuvor genannten anomalen Fehlereinflüsse, die nicht über das nominale Rauschen modelliert sind (in den MASPs als H2-Fall bezeichnet [RTC04]), führen zu einer Verschie- 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 89 bung des Mittelwertes des Fehlers der Schrägentfernungskorrekturen: RMSPRC = σPR_GND + µerror (4.71) Das rechte Diagramm in Abbildung 4.9 zeigt die Wirkung auf das Rauschen der Fehler über der Zeit für ein Einzelereignis. Dieses führt zum Fehler µerror, überlagert mit dem nominalen Rauschen mit Varianz σ2. Trägt man die Wahrscheinlichkeitsdichtefunktionen der beiden Fälle ungestört und gestört auf, gelangt man zu der üblichen Darstellung der Monitorfunktion, basierend auf einem Hypothesentest, wie in [Kay13] beschrieben. Die Überwachungsverfahren funktionieren nach Prinzipien der Entdeckungstheorie. I.d.R. liegt den Verfahren ein Hypothesentest zugrunde, der entsprechend dem Neymann- Pearson-Theorem prüft, ob eine Annahme korrekt oder falsch ist. Die Annahmen sind: • es liegt kein Fehler vor: H0: µerror = 0 • es liegt ein Fehler vor: H1: µerror ̸= 0 Das Verfahren ist in der Literatur (z.B. [Kay13]) dargestellt. Zwei Größen sind für die Auslegung der Verfahren von besonderem Interesse: Die Wahrscheinlichkeit einer Integritätsverletzung durch einen nicht erkannten Fehler Pkmd und die Wahrscheinlichkeit für das Erkennen eines Fehlers, obwohl keiner vorhanden ist (Kontinuitätsverletzung) Pffd. Neben dem Basisverfahren existieren Erweiterungen für χ2-verteilte Größen, wie von J. Rife in [Rif13] dargestellt. Die χ2-Verteilung ergibt sich aus der Summe quadrierter normalverteilter Zufallsgrößen. Das ist z.B. beim SQM-Monitor des Prototyp-GAST-D- Systems der Fall und auch bei Implementierungen von σPR_GND-Monitoren (z.B. CUSUM Verfahren [BN03]), angewandt in [Xie04]. Außerdem sind Monitorverfahren, die auf die Kurtosis der Verteilung sensitiv sind, denkbar. Das Grundprinzip der Detektion ist jedoch identisch. Berücksichtigt man, dass die Mittelwertverschiebung aufgrund einer Störung, also der Wert von µerror, beliebige Werte aus dem Parameterbereich des Bedrohungsmodells an- nehmen kann und nimmt man an, dass jede Mittelwertverschiebung gleich wahrscheinlich ist13, lässt sich die Darstellung in 4.9 erzeugen. Im Beispiel ist die gestörte Verteilung als Gleichverteilung mit Fehlern im Bereich [0, 12] mit Pa_priori = 0, 1 simuliert. Im linken Diagramm in Abbildung 4.9 ist die Wirkung auf die Verteilungsfunktion dargestellt, wenn die Fehler variable Größen annehmen und nur gelegentlich auftreten, d.h. die Wahrscheinlichkeit dafür, dass ein Fehler mit µerror > µmax existiert ist Papriori < 1 (im Beispiel ist Papriori = 0, 1). Dabei kennzeichnet µmax den maximal zulässigen Wert. Die gesamte Verteilung ohne Monitor ergibt sich als: PPRC = Pnom ∗ PFail,nomon (4.72) Mit Monitor PPRC = Pnom ∗ PFail,mon (4.73) wobei entsprechend dem Satz von Bayes (z.B. in [OV16]) PFail,mon = Pmd · Papriori (4.74) 13D.h. es wird angenommen, dass die Fehler innerhalb eines Intervalls gleichverteilt sind. 90 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Ferner wurden die Monitorschwellen variiert, um die Funktion zu verdeutlichen. Dabei ist zu sehen, wie die Monitore die Randbereiche der Verteilung begrenzen. Man sieht jedoch auch, dass nach Monitoraktion die Verteilungsfunktion von einer Normalverteilung abweicht. Gestörtes Rauschen und Monitoraktion 6 Korrekt als fehlerhaft erkannt Falsch als fehlerhaft erkannt ✂ ✬✪ ✫✒✆ ✞✠✡✟ ✞✧★✦ ✌✭✮✎ ✔✑ ✓✖✩✕ ✩✆ ✗ ✜✙ ✣✛ ✢✤✞ ✂✄✥✆ ✠✞ ✡✟ ✞✧✦★✏✌ ✎✒✔✑ ✓✖✕✩✩✆ ✗ ✙✜✛✣✤✢ ✞ 4 µ(x) ≠ 0 THR 2 Nicht als fehlerhaft erkannt ✂ ☎✁ ✝✄ ✆ ✞✠✡✟ ☞✞ ✍☛ ✌✏✒✎ ✔✑ ✓✖✕✘✆✚✗ ✙✜✣✛ ✤✢ ✞ µ(x) = 0 0 −2 Nicht erkannt und kein Fehler (Normalbetrieb) 4.22 4.24 4.26 4.28 4.3 4.32 4.34 4.36 4.38 Zeit t [sample] 4 x 10 (a) Zeitdarstellung Wirkung eines Monitors auf die (komplementäre) Verteilungsfunktion 0 10 Überdeckende −1 Normalverteilung CCDF mit Monitor 10 −2 10 Gestörte CCDF −3 Verringerung der Monitorschwelle 10 (THR) −4 10 ungestörte CCDF −5 10 −5 0 5 10 15 x (b) Fehlerverteilung Abbildung 4.9: Wirkungsweise eines Monitors in der Zeitdarstellung und Fehlerverteilung mit Monitoraktion Die Annahme normalverteilter Fehler wird durch die überdeckende Verteilungsfunk- tion gewährleistet. Die Monitorschwellen müssen daher so eingestellt sein, dass mit Mo- nitoraktion die Überdeckung greift. Für die Schrägentfernungsmonitore unter GAST-D ergibt sich dieser Schutz aus der Monitor-Pmd-Anforderung, wie in Tabelle 3.2 angegeben. Die überdeckende Verteilung wird dabei - im Gegensatz zu GAST-C - im Bordsegment erzeugt. Entsprechendes gilt für Fehler infolge ionosphärischer Störungen. Für Fehler im lokalen Umfeld der Station, die nicht unter Schrägentfernungsfehler P(x) Amplitude x(t) 4.4 Darstellung der generellen Möglichkeiten der Fehler- und Einflussbehandlung 91 fallen, die also über Maßnahmen der bodenseitigen Korrekturüberwachung gesichert wer- den, gilt die überdeckende Verteilung der xPL bezüglich des σPR_GND bis zu einem In- tegritätsniveau von P −8fail,xPL,GND = 5 · 10 /150s. Der erweiterte Schutz bis zum gefor- derten GAST-D-Schutzniveau wird an Bord durch zusätzliche Maßnahmen gewährleistet (RRFM). Wegen der Abhängigkeit der Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit und Falschalarmrate vom nominalen Rauschniveau, wurde für das hier untersuchte GAST-D-Prototypsystem ein möglichst niedriges nominales Rauschniveau der PRC angestrebt. Damit ergibt sich der notwendige Spielraum zur Parameteranpassung der Erkennungsverfahren so, dass die gesamte Leistungsfähigkeitsanforderung erreichbar ist. 4.4.7 Vergleich der Maßnahmen bezüglich der Auswirkung auf die Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems Wenn die Kernsicherheit durch Integrität und Kontinuität erfüllt ist, stellt sich die Frage nach der erzielten Verfügbarkeit. Diese stellt dann das finale Bewertungskriterium dar. Besteht die Möglichkeit, durch verschiedene Maßnahmen den erforderlichen Schutz zu ge- währleisten, wird diejenige angewandt, mit der die höchste Systemverfügbarkeit erreicht wird. Wegen der Komplexität der angewandten Verfahren und der gesamten Integritäts- und Kontinuitätskette sowie der Abhängigkeit von der Satellitenkonstellation bietet es sich an, diese Bewertung anhand einer Simulation vorzunehmen. D. Verf. hat ein ent- sprechendes Vorgehen in [SKSB13] dargestellt. Dabei wurden verschiedene Maßnahmen zum Schutz vor einem PRC-Fehler angewandt und für eine geografische Position und Satellitenkonstellation die Verfügbarkeit bestimmt. Für GAST-D ergibt sich die Verfüg- barkeit (aus Bodensicht) aus der Verfügbarkeit der xPL, also der Wahrscheinlichkeit, dass xPL < xAL und der Wahrscheinlichkeit, dass svert < svert,max ist. Der Wert von svert,max = 4 liegt dem GAST-D-Konzept in [NSP16] zugrunde und wird daher für die Simulation angenommen14. Das Vorgehen zur Verfügbarkeitsbewertung ist in Kapitel 6 angegeben. Die erzielten Ergebnisse enthält Kapitel 7. An dieser Stelle ist von Interesse, welchen Einfluss die unterschiedlichen Schutzmaß- nahmen am Boden auf die Verfügbarkeit haben. Dazu wurde eine Simulation der VPL und des svert unter Anwendung der verschiedenen Schutzmaßnahmen vorgenommen. Die Ergebnisse wurden v. Verf. auch in [SKSB13] angegeben und sind hier zusammengefasst. Die Eingangsbedingungen der Simulation sind jeweils identisch, lediglich die Maßnahmen, einen Fehler im Elevationswinkelbereich von 75° bis 90° zu begrenzen, wurden variiert. Die berücksichtigten Maßnahmen sind: • σPR_GND-Überdeckung durch erhöhten Inflationsfaktor • Elevations-/Azimutmaske • Korrekturüberwachung: σPR_GND-Monitoring Abbildung 4.10 zeigt die CDF des VPL und svert im Vergleich. Es zeigt sich deutlich, dass statisches Maskieren zur schlechtesten VPL- und svert-Verfügbarkeit führt und wä- re damit nicht die erste Wahl zur Gewährleistung der Integrität. Im Mittel (CDF-Werte 14Entsprechend des Ausgleichs zwischen FTE und NSE kann der maximal zulässige Wert je nach bordseitiger Fähigkeit abweichen. Kenntnis darüber liegt bodenseitig jedoch nicht vor. 92 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems < 0, 5) ergibt Monitoring die höchste VPL-Verfügbarkeit. Im Hochverfügbarkeitsbereich (> 99, 9%), also im Bereich der geforderten CAT-III-Verfügbarkeit, lässt sich mit erhöhten k-Faktoren (Inflation) eine höhere VPL- und svert-Verfügbarkeit erzielen. Im gewählten Szenario wäre damit die Erhöhung der k-Faktoren die bevorzugte Maßnahme zur Gewähr- leistung der Integrität. Für andere Szenarien kann sich ein anderes Bild ergeben, weshalb es angebracht scheint einen entsprechenden Vergleich im Einzelfall vorzunehmen, sofern die Wahl zwischen verschiedenen Maßnahmen besteht. Vergleich der CDF der VPL Vergleich der CDF der max|S | Werte Vert verschiedener Schutzmaßnahmen verschiedener Schutzmaßnahmen 1 1 0.8 0.8 0.6 0.6 0.4 Ideal 0.4 Ideal Inflationsfaktor Inflationsfaktor 0.2 EL/AZ Maske 0.2 EL/AZ Maske Korrektur− Korrektur− überwachung überwachung 0 0 2 3 4 5 6 0 1 2 3 VPL [m] max|S | [m] GAST D Vert (a) Verfügbarkeit der V PL (b) Verfügbarkeit des svert Abbildung 4.10: Vergleich der xPL- und svert-Verfügbarkeit für verschiedene Schutzmaßnahmen im Bodensubsystem 4.5 Übersicht und Diskussion anwendbarer Verfahren im Bodensubsystem 4.5.1 Übersicht über anwendbare Verfahren Für die unterschiedlichen Einflüsse existieren verschiedene Monitorklassen. Tabelle 4.3 stellt die verschiedenen Verfahren zusammengefasst dar. Tabelle 4.3: Berücksichtigung von Fehlern durch das GBAS-Bodensubsystem Fehlerfall Maßnahme Anmerkung Signalbeschleunigung • Verfahren: Monitor auf Basis der Literatur: [Ose11]. Andere (Excessive Accelerati- zweifachen zeitliche Ableitung der Verfahren sind möglich. Eine on) Phasenmessung gute Erkennbarkeit ist gege- • Monitorreaktion: Satellitenaus- ben. schluss CDF [−] CDF [−] 4.5 Übersicht und Diskussion anwendbarer Verfahren im Bodensubsystem 93 Code- und Phasendi- • Verfahren: Monitor mit Messung Literatur: [SP06]. Die nähe- vergenz der Divergenz re Analyse folgt in Kapitel 5 • Monitorreaktion: Satellitenaus- im Zusammenhang mit iono- schluss. sphärischen Störungen. GPS Signalstörungen • Verfahren: Monitor auf Basis der Literatur [Phe01]. Der in Kombination von Messungen zu- dieser Arbeit untersuchte sätzlicher Korrelatorpunkte im Bodenstationsprototyp ver- Empfänger wendet ein proprietäres Ver- • Monitorreaktion: Satellitenaus- fahren, an dessen Entwick- schluss lung d. Verf. beteiligt war. Ergebnisse in Kapitel 7 be- ziehen sich auf dieses Verfah- ren. Fehlerhafte Satelliten- • Verfahren: Kombination verschie- Literatur: [PG05] und bahndaten dener Maßnahmen [GPTP07] • Reaktion: v.a. Satellitenausschluss Geringe Sendeleistung • Verfahren: Maskieren bzw. Aus- Literatur: [ZG11] und (Low Power) blenden von PRN-Kombinationen [HLB11]. Die Auslegung mit ähnlichen Dopplerdifferenzen muss berücksichtigen, dass oder Überwachung basierend auf ein absoluter Fehler resul- der Auswertung der Korrelator- tiert. Es ist eine Trennung punkte vom Mehrwegeausbreitungs- • Reaktion: Satellitenausschluss einfluss anzustreben. Anomale ionosphäri- • Verfahren: Kombination verschie- Die Darstellung erfolgt in sche Störungen dener Maßnahmen Kapitel 5, • Reaktion: v.a. Satellitenausschluss Troposphärische Gra- • Verfahren: Schutz durch xPL Literatur: [HG07b] und dienten • Reaktion: statisches Überdecken [GZ11a]. Der Einfluss auf Erkennungsmaßnahmen zur Ionosphäre wird in Kapitel 5 behandelt. Fehler durch hochfre- • Verfahren: Kombination verschie- Nachfolgend wird eine ein- quente Störungen dener Maßnahmen gehendere Darstellung gege- • Reaktion: Empfängerausschluss ben. Mehrwegeausbreitung • Verfahren: Kombination verschie- Die Darstellung erfolgt in dener Maßnahmen Kapitel 5 • Monitorreaktionen: an den Emp- fänger gekoppelt und variabel Bodensubsystemin- • Verfahren: Betriebsüberwachung Nachfolgend wird eine ein- terne und weiterer • Reaktion: Komponentenaus- gehendere Darstellung gege- Fehlerquellen schluss ben. 4.5.2 Fehler durch hochfrequente Störungen Die Verwendung von Satellitensignalen im geschützten aeronautischen Frequenzbereich stellt sicher, dass HF-Störungen hinreichend selten auftreten und stellt die rechtlichen 94 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems Grundlagen für den Schutz dieser Frequenzbereiche bereit. Das gilt nicht für die GPS-L2- Frequenz. Die Störfreiheit dieser Frequenzen ist durch die ANSPs nicht einforderbar. Formal ist (noch) keine Anforderung an die HF-Störfestigkeit der GBAS-Bodenem- pfänger festgelegt. An der Anpassung wird seitens der ICAO gearbeitet, wie in [Spa16] dargestellt ist. Bislang wird i.d.R. die entsprechende bordseitige Anforderung auch auf die Referenzempfänger angewandt. Der Bereich, innerhalb dessen normale Funktion und Leistungsfähigkeit gewährleistet sein muss, ist im ICAO-Standard ([ICA16b]) als zuläs- siger Störpegel über der Frequenz spezifiziert. Ferner schreibt [RTC08b] vor, dass unter Einfluss von HF-Störungen bordempfängerseitig keine integritätsbedrohenden fehlerhaf- ten Informationen erzeugt werden dürfen. Die entsprechende bodenseitige Anforderung [EUR13] schränkt diese Anforderung auf HF-Störungen unter der von ICAO definierten Störgrenze ein. Das kann damit begründet werden, dass eine Bodenstation typischerweise zusätzliche Erkennungsverfahren anwendet, um HF-Störungen zu erkennen. Diese müs- sen so kalibriert sein, dass sie äquivalente Störungen detektieren. Die Detektion erfolgt dann für größere Signalstärken des Störsignals, als die in der ICAO-Maske festgelegten. Über geeignete Auslegung des Bodensubsystems lässt sich also sicherstellen, dass keine integritätsbedrohenden fehlerhaften PRC erzeugt werden. Maßnahmen im Antennen- und Empfängerdesign umfassen z.B. schmalbandige Band- passfilter an der GPS-Antenne mit hoher Stoppbanddämpfung, eingeschränkte Bandbrei- ten der Vorkorrelationsfilter 15 , die Einschränkung des Dynamikbereichs und eine ro- buste empfängerinterne Signalverarbeitung, wie z.B. die Verwendung mehrerer Zwischen- frequenzen ([Kap96]). Die exakten im Empfänger getroffenen Maßnahmen sind zumeist proprietärer Art und daher nicht allgemein zugänglich. Weitere Maßnahmen umfassen Erkennungsverfahren im Bodensubsystem. Besonders sensitiv ist die Messung des Signal/Rausch-Verhältnisses C/N0. Die Erkennung spezieller Signalformen lässt sich über andere Verfahren, wie u.a. der B-Wert Analyse, aber auch durch Verfahren der Satellitensignalüberwachung sicherstellen. D. Verf. vertritt den Standpunkt, dass im Sinne möglichst hoher Verfügbarkeit zu- nächst Erkennungsverfahren auf einzelne Antennen und Empfänger wirken sollen, da der Ausschluss eines Empfängers geringere Einflüsse auf die Kontinuität hat. Erst im Fall starker Störungen, von denen mehrere Empfänger betroffen sind, sollen Satelliten ausge- schlossen werden bzw. der Betrieb eingestellt werden. Daraus folgt, dass bei Verwendung mehrerer Erkennungsverfahren eine zeitliche Abfolge der Systemreaktion mit stärkeren Auswirkungen bei stärkeren Störungen erfolgen soll. Ist das Integritätsrisiko durch HF-Störungen ausgeschlossen, bleibt ein Einfluss auf Kontinuität und Verfügbarkeit. Vor Installation einer GBAS-Bodeninstallation wird im beabsichtigten Aufstellungsumfeld geprüft, dass die von der ICAO definierte Störfrei- heit gegeben ist. Unbeabsichtigte Störungen durch andere Funkeinrichtungen ergeben sich dann nur im Fall von Defekten. Für am Flughafen befindliche Einrichtungen wird eine geringe Ausfallrate (dazu gehört die Einhaltung des Spektrums) gefordert. Daher ist das a-priori-Risiko derartiger Störungen bereits sehr klein. Im Hinblick auf mögliche Integritätsbedrohungen stellen die GPS-Repeater eine ei- gene Klasse dar. Die Nutzung dieser Geräte am Flughafen ist reguliert. In Deutschland wurde eine Verwaltungsvorschrift von der Bundesnetzagentur erlassen [Bun15]. Im Rah- 15Die Vorteile schmalbandiger Vorkorrelationsfilter sind in [PE00] beschrieben. Allerdings sind diese gegenüber Mehrwegeausbreitungseinflüssen sensitiver. 4.5 Übersicht und Diskussion anwendbarer Verfahren im Bodensubsystem 95 men von SESAR wurden umfangreiche Testreihen und Analysen unter Leitung der DFS durchgeführt. Mit diesen Tests wurde untersucht, wie sich Störungen durch Repeater auf GBAS auswirken. Diese sind in [COK+16] dargestellt. Im Ergebnis konnte gezeigt werden, dass eine hinreichende bodenseitige Erkennbarkeit gegeben ist. Allgemein ist eine hohe Erkennbarkeit von Repeaterstörungen auch für das Bordsegment gegeben. Die mobilen Kleinleistungsstörer („Jammer“) stellen auch bei höherer Verbreitung keine Gefahr für die Integrität dar, womit sich auch in diesem Fall ausschließlich ein Ein- fluss auf die Kontinuität bzw. Verfügbarkeit ergibt. Durch ihre höhere Verbreitung folgt ein höheres a-priori-Risiko für das Eintreten der Kontinuitätsstörung. Indikativ kann die in [SHBL16] angegebene Häufigkeit für die Verbreitung angesetzt werden. Besonders wir- kungsvoll sind hier jedoch Maßnahmen der Ortsaufstellung, wie in [NT11] und [PGTW12] gezeigt wurde. Daneben stellen zukünftige GBAS-Architekturen mit größeren Abständen der Refe- renzantennen und mit zusätzlichen redundanten Referenzantennen eine Option dar, eine höhere Robustheit gegenüber diesen Störungen zu erreichen. Als technologische Möglichkeit werden mitunter auch Antennen mit aktiver Beeinflus- sung des Richtverhaltens, z.B. durch Erzeugung einer lokalen Nullstelle im Antennendia- gramm in Richtung der Störung sowie ihre aktive Nachführung angeführt [KCHM13]. Die entsprechende Technologie ist für GBAS nur nutzbar, wenn die sonstigen Antenneneigen- schaften denen der gegenwärtig verwendeten Antennen entsprechen. Das betrifft v.a. den Gradient des Antennendiagramms zu tiefen Elevationswinkeln und die geringe Variation des Antennendiagramms im Elevationswinkelbereich von 5° bis 90°. Des Weiteren erhöht sich die Komplexität der Zulassung durch aktiv gesteuerte Antennen. Allerdings ist zu vermuten, dass mit weiterer Entwicklung von z.B. „SW-defined-Radio“, der weiteren Ent- wicklung der Zulassungsprozesse etc. eine Einführung dieser Technologien für zukünftige Ausrüstungsgenerationen sinnvoll wird, wenn die Vorteile durch die höhere Verfügbarkeit infolge der Möglichkeit des fortgesetzten Betriebs unter HF-Störung und der Möglichkeit kritischerer Aufstellung die höheren Kosten überwiegen. 4.5.3 Berücksichtigung bodensubsysteminterner- und weiterer Fehlerquellen Berechnungen im Bodensubsystem können fehlerhaft sein. Das kann durch fehlerhafte Algorithmen und Verfahren und durch fehlerhafte Implementierung geschehen. Die Algo- rithmen selbst sind Teil der Allokation an die einzelnen (externen) Fehlerfälle, wie z.B. Satellitenfehler. Die Anforderungen an Leistungsfähigkeit der mathematischen Verfahren lassen sich an die entsprechenden Fehlererkennungsverfahren bzw. Anforderung an die nominale Genauigkeit der PRC und die xPL koppeln. Die bodensubsysteminternen Risi- ken, die mit der korrekten Implementierung zu betrachten sind, sind wiederum ähnlich zu anderen Systemen. Hier ist die Korrektheit der Implementierung zu verstehen, die über geeignete Entwicklungsprozesse gewährleistet wird. Auf die Entwicklungsprozesse wird im Zusammenhang mit der skizzierten Trennung zwischen Algorithmus und Implementierung in Kapitel 6 genauer eingegangen. Allgemein umfasst die HW- und SW-Sicherheit, also die Sicherheit der Implementierung, Maßnahmen, wie die Trennung der Verfahren und Funk- tionen, Modularisierung und gegenseitige Überwachung auf Komponentenebene. Letztlich sind diese aber nicht GBAS-spezifisch, sondern gelten in ähnlicher Weise für andere si- cherheitskritische Systeme. Für GBAS ergibt sich die Besonderheit, dass im Vergleich zu 96 Charakterisierung der Leistungsfähigkeit des GBAS-Bodensubsystems anderen (konventionellen) Navigationssystemen mehr Berechnungen durchzuführen sind und verstärkt Algorithmen zur Anwendung kommen. Datenübertragungen innerhalb des Bodensubsystems können fehlerhaft sein. Die Maß- nahmen zu ihrer Berücksichtigung umfassen Verfahren der sicheren Datenübertragung, wie Fehlererkennung, CRC, etc. Die eingesetzten Komponenten können fehlerhaft arbeiten. Die Erkennung erfolgt durch Überwachungsmaßnahmen und Ausschluss fehlerhaft arbeitender Teile. Es sind Anforderungen an die Ausfallraten zu erfüllen. Fehler können sich während der Konfiguration ergeben. Das betrifft die FAS-Daten, die GBAS-Referenzdaten (MT2) und Konfigurationsdaten für die Kalibrierung der internen Berechnungen (z.B. Monitorschwellen). Folgende Punkte sind diesbezüglich relevant: • Die FAS-Daten sollten stationsintern in geschützten Speicherbereichen abgelegt sein. Der Transfer soll ohne manuellen Eingriff erfolgen, so dass sich eine geschlossen Kette von der Verfahrensplanung bis zur Ausstrahlung ergibt, s. [LSA+12]. • Die Referenzdaten können manuell eingegeben werden. Ihre Kritikalität ist geringer, als die der FAS-Daten. Die entsprechende Analyse wurde in SESAR durchgeführt und ist in [LBP+12] enthalten. Nach Eingabe muss der Datenrundfunk verifiziert werden. • Die Stationskalibrierung sollte auch in einem geschlossenen Prozess vom Herstel- ler in die Station möglich sein. Im Rahmen der Entwicklung des hier untersuch- ten GAST-D-Prototypen wurde dazu ein spezielles Datenformat entwickelt, das es ermöglicht, die Konfigurationsdaten mit geeigneten Werkzeugen zu erzeugen und direkt in die Station zu laden. Im Anschluss wird über spezielle Ausgaben an der Wartungsschnittstelle geprüft, dass die Werte korrekt in der Station abgelegt sind. Nach Konfigurationsänderungen der Bodenstation erfolgt eine Kontrolle durch Boden- messungen und Flugvermessung (nach Änderungen der FAS Daten). Die Verfahren sind in ICAO Doc 8071 Vol. II [ICA ] definiert. Der GBAS-Datenrundfunk ist über einen 32-bit CRC geschützt, so dass Fehler in- folge Übertragungsfehlern hinreichend klein sind. Überwachungseinrichtungen innerhalb des Bodensubsystems stellen sicher, dass Datenfehler vor Ausstrahlung ausgeschlossen sind. Der Datenrundfunk wird überwacht, um fehlerhafte physikalische Eigenschaften des Datenrundfunks zu erkennen, die Auswirkungen auf andere Ausrüstung hätten. Das be- trifft die Überwachung der korrekten Sendezeitpunkte (TDMA Slot) und der korrekten Sendeleistung. Der Sendezeitpunkt muss korrekt sein, da andernfalls andere GBAS Statio- nen, die die selbe Frequenz nutzen, gestört werden könnten. Die Sendeleistung darf nicht überschritten werden, da dann das Oberwellenniveau andere Ausrüstung beeinträchtigen könnte. Im Fall von Datenfehlern findet keine Abschaltung des Rundfunks statt, vielmehr werden leere Nachrichten bzw. die MT3 gesendet. Beeinträchtigungen der Ausbreitung des Datenrundfunks (z.B. durch Hindernisse) führen zu einem Anstieg der falsch empfangenen Nachrichten. Diese werden vom Bordempfänger dann nicht verarbeitet. Im Gegensatz zu konventionellen Präzisionsanflugsystemen ist damit nicht das vom Boden ausgestrahlte (physikalische) Signal Träger der Integrität, sondern die mit dem Signal übermittelten geschützten Daten. Kapitel 5 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung 5.1 Übersicht Dieser Abschnitt behandelt die Berücksichtigung der ionosphärischen Einflüsse und der Einflüsse infolge Mehrwegeausbreitung beim GBAS. Dabei erfolgt eine Darstellung der Verfahren für GAST-C und GAST-D. In der folgenden Darstellung der ionosphärischen Einflüsse werden zunächst die Be- deutung für GBAS abgeleitet und die Wirkmechanismen dargestellt. Darauf folgt die Darstellung und Diskussion für GAST-C und GAST-D. Die Darstellung für GAST-D stellt das übergeordnete Konzept und das Vorgehen der bodenseitigen Analyse dar. Die eingehende Analyse und Diskussion, sowie Ableitung resultierender Bodensubsysteman- forderungen folgt darauf. Insbesondere der Phasendoppeldifferenzmonitor ist ein Treiber für das geringe Rauschniveau des Bodensubsystems. Für die Darstellung der Einflüsse infolge Mehrwegeausbreitung erfolgt ebenfalls zu- nächst die Ableitung der Bedeutung sowie die Charakterisierung für GBAS. Darauf fol- gend wird auf die Modellierung der elektromagnetischen und statistischen Eigenschaften der Fehler aus Mehrwegeausbreitung im GBAS-Bodensubsystem eingegangen. Schließlich werden die bodenseitigen Maßnahmen zur Begrenzung der Einflüsse und zur Erkennung anomaler Fehler dargestellt. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 5.2.1 Bedeutung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS Fehler durch ionosphärische Laufzeitverzögerung haben beim GBAS unter Nutzung nur einer Satellitensignalfrequenz eine besondere Kritikalität. Wie in Kapitel 4 dargestellt, ergibt sich die absolute Laufzeitverzögerung durch die Ionosphäre aufgrund der Anzahl freier Ladungsträger in der Ionosphäre. Durch das diffe- rentielle Verfahren des GBAS wird der größte Teil dieses Fehlers korrigiert. Der nominale residuale Anteil wird über ein parametrisches Modell der Standardabwei- chung dieser Fehler berücksichtigt, wobei der nominale Gradient im σvig und die nominale Divergenz im σPR_GND berücksichtigt sind. Die größte Integritätsbedrohung für ein Einfrequenz-GBAS ergibt sich aus lokalen Unterschieden in der Elektronendichte, die zu unterschiedlicher Laufzeitverzögerung zwi- schen Bord und Boden führen, woraus sich ein differentieller Fehler, mit unterschiedlichem Vorzeichen für Code und Phase ergibt. Ursprünglich wurde angenommen, dass dieser residuale Restfehler sehr klein ist und 97 98 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung sich daher über die nominalen Anteile berücksichtigen lässt (s. [MMB+00]). Die Anzahl freier Elektronen in der Ionosphäre wird durch die Sonnenaktivität beeinflusst. Die Ein- flüsse sind für geringe geografische Breiten und sehr hohe geografische Breiten stärker ausgeprägt. Während des Maximums der solaren Aktivität um 2003 wurden starke lo- kale Unterschiede mit Gradienten von fast einem halben Meter pro Kilometer gemessen [DBLP+10]. Die Trägerphasenglättung erhöht den differentiellen Fehler durch einen ge- schwindigkeitsabhängigen Anteil1. Aus Messungen über lange Zeiträume und den dabei gemessenen größten je beobach- teten Gradienten wurde das Bedrohungsmodell anomaler ionosphärischer Gradienten in [LPWE04] und der Wertebereich der Parameter in [EQL+05] bzw. [DBLP+10] für den kontinentalen Bereich der Vereinigten Staaten von Amerika (CONUS) abgeleitet. Dem GBAS-GAST-D-Konzept [IBC+09] liegt dieses in Abbildung 5.1 gezeigte Modell zugrunde. Das Modell beschreibt ionosphärische Gradienten als sich bewegende keilförmi- ge („Wedge“) Anomalie und modelliert nach [LPWE04] starke räumliche ionosphärische Gradienten mit konstanter, linearer Änderung der ionosphärischen (Schräg-) Verzögerung. Die GAST-D-Validierung (und somit auch die hier angegebenen Analysen d. Verf.) erfolgte mit den Modellparametern in [ICA16b]. Die ICAO- (GAST-D) Modellparameter basieren mit leichter Modifikation auf denen für den CONUS Bereich. Daneben wurden Modellparameter für Deutschland vom DLR im Auftrag der DFS abgeleitet [MBJ+09]. Ferner erfolgte eine Langzeitdatensammlung und -analyse für den ECAC-Bereich durch Eurocontrol (im Rahmen des SESAR P15.03.04 und P15.03.06). Die Ergebnisse sind in Anhang C von [COK+16] angegeben. Die ECAC-Ergebnisse bestätigen die Gültigkeit des ICAO-Modells über den gesamten ECAC-Bereich ebenso, wie die deutliche Verringerung der Parameterwerte im Kernbereich mittlerer geografischer Breiten ( 45◦ . . . 55°). Abbildung 5.1: Modell ionosphärischer Gradienten (Quelle: [LPWE04]) In Tabelle 5.1 sind die bislang bekannten Werte der unterschiedlichen Parameter für die verschiedenen geografischen Regionen dargestellt. Tabelle 5.1: Parameter des ionosphärischen Gradientmodells verschiedener geografischer Regionen. Parameter ICAO [ICA16b] CONUS [DBLP+10] Deutschland [MBJ+09] Gradient g 500mm/km 425mm/km 140mm/km Frontgeschwin- v < 750m/s v < 720m/s v < 1200m/s 1Der an Bord resultierende Fehler ergibt sich aus Geschwindigkeits- und Richtungsänderungen entlang des Flugweges. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 99 digkeit vF Frontbreite W 25 < W < 200km 25 < W < 200km 25 < W < 200km Die Frontgeschwindigkeit ist die Relativgeschwindigkeit zwischen der absoluten Ge- schwindigkeit der Front bezüglich des Beobachters und der Geschwindigkeit des Durch- stoßpunktes der Sichtlinie zwischen Satellit und Beobachter. Damit ist eine gedachte Höhe der Ionosphäre als infinitesimal dünne Schicht in 350 km enthalten. Ergänzend zum vorwiegend für mittlere geografische Breiten relevanten Gradientenmo- dell ist vor allem für äquatoriale Breiten die Modellierung sog. Plasmablasen („Bubbles“) relevant. Entsprechende Messungen wurden vor allem in Japan und Brasilien durchgeführt ([YS15] und [LYP+15]). Diese Plasmablasen lassen sich grundsätzlich wie Gradienten mo- dellieren. Allerdings sind die auftretendenden Gradienten mit bis zu 600 mm/km größer [SI17]. Szintillationen sind hochfrequente Schwankungen der Signalintensität aufgrund von Irregularitäten der Ionosphäre. Diese beeinflussen Code- und Phasenmessung und führen zu erhöhtem Rauschen. Für den Fall starker Szintillationen ergibt sich ein Verlust der Möglichkeit, die Satelliten zu verfolgen und damit ein Verfügbarkeitseinfluss. Die mit Szintillationen verbundenen Integritätsrisiken sind gering [Sai11]. Hier erfolgt die schwerpunktmäßige Analyse der Bedrohung durch ionosphärische Gra- dienten. Die Störungen durch anomale ionosphärische Gradienten lassen sich mit den xPL nicht überdecken. Die resultierende Mittelwertverschiebung ist zu groß, um sie zu überdecken. Dadurch würden die xPL zu hohe Werte annehmen und das xAL überschreiten, woraus eine Nichtverfügbarkeit des Systems resultiert. Sinnvoller ist es, betroffene Satelliten zu erkennen und aus der Positionslösung auszuschließen. Dennoch kann dann eine Nicht- verfügbarkeit des GBAS resultieren, wenn zu viele Satelliten nicht verwendbar sind. Die ideale Lösung besteht in der Nutzung mehrerer Signalfrequenzen und der vollständigen Auflösung des ionosphärischen Fehlers über die ionosphärenfreie Linearkombination (s. u.a. [Jin12]). 5.2.2 Charakterisierung und Wirkmechanismen ionosphärischer Einflüsse Der ionosphärische Fehler wirkt beim GBAS über zwei Effekte: • Den räumlichen Gradienten und • den Divergenzfehler. Solange Bord- und Bodensegment vom räumlichen Gradienten betroffen sind, ergibt sich der Unterschied in den (ungeglätteten) PRs durch den ionosphärischen Unterschied zu: Idiff = IAC − IGS (5.1) Idiff = gDAC_GS (5.2) Der Divergenzfehler baut sich über das Trägerphasenglättungsfilter auf. Dieser Feh- leranteil ergibt sich aus dem umgekehrten Vorzeichen des ionosphärischen Fehlers in der 100 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Phasenmessung. Für den Transfer des ionosphärischen Fehler durch das Trägerphasenfilter lässt sich mit Gleichung 2.1 schreiben: Ismoothed(tn) = αIraw(tn) + (1− α)(Ismoothed(tn−1)− Iraw(tn) + Iraw(tn−1)) (5.3) d.h., gegenüber Gleichung 2.1 hat sich das Vorzeichen des Phasendifferenzterms gedreht. Zu Beginn einer Änderung ∆I > 0 t∆ wird der nachfolgende Wert wegen des klei- nen α aus dem letzten geglätteten Wert und der Phasendifferenz dominiert. Setzt man Ismoothed(t∆) = 0 ergibt sich für τ = 100s: Ismoothed(t∆ + 1) = 0.05 ·∆I + 0.995 · (−∆I) (5.4) Wegen der Filtergewichte α gleicht If (t) den umgekehrt wirkenden und wegen des kon- stanten zeitlichen Gradienten ebenfalls zeitlich konstanten Phasenterm −If (t)+ If (t− 1) zeitlich verzögert aus. Mit der Frontgeschwindigkeit ergibt sich der zeitliche Gradient als Ableitung des räum- lichen Gradienten nach der Geschwindigkeit: ( ) = δIdiffIt,diff t (5.5) vδt Sind der räumliche Gradient und die Frontgeschwindigkeit konstant, ergibt sich eine Ram- penfunktion am Eingang des Glättungsfilters. Bordseitig ist eine konstante Geschwindig- keit nicht gegeben, da sich vF ′ = vA/C − vFront (5.6) und sich die Flugzeuggeschwindigkeit vA/C während des Anflugs ändert2. Der differentielle Fehler ergibt sich aus der Differenz der trägerphasengeglätteten Io- nosphärenfehler. Die Zusammenhänge sind beispielhaft in Abbildung 5.2 gezeigt. Beispiel des trägerphasengeglätteten ionosphärischen Fehlers an Bord, Boden und des differentiellen Fehlers für g = 300 mm/km, W = 25 km 10 8 6 I AC, smoothed 4 I GS, smoothed I diff, smoothed 2 I GS, raw I 0 AC, raw I diff,raw -2 0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 Zeit t [s] Abbildung 5.2: Beispiel für den trägerphasengeglätteten, differentiellen ionosphärischen Fehler und der absoluten Fehlerbestandteile Der Gradient beträgt g = 300mm/km mit einer Frontbreite W = 25km und Front- geschwindigkeit v = 40m/s. Die Flugzeuggeschwindigkeit ist während des Anflugs nicht konstant. Im Beispiel befindet sich das Flugzeug zunächst in der Region hinter der Front und hat bezüglich des Bodens einen ionosphärischen Fehler von IAC,raw(t = 0) = W · g = 2In den weiteren Analysen wird eine konstante Flugrichtung betrachtet. I , I , I [m] AC GS 5.2 Ionosphärische Einflüsse 101 25km · 300mm/km = 7, 5m. Front und Flugzeug bewegen sich in Richtung der GBAS- Bodenstation. Während des Anflugs bewegt sich das Flugzeug durch die Front, wobei der differentielle Fehler verringert wird. Die Front erreicht die Bodenstation erst zu späte- ren Zeitpunkten. Zum Zeitpunkt der Landung des Flugzeugs beträgt der differentielle, trägerphasengeglättete Fehler noch 4, 2m. Am Beispiel wird deutlich, dass Situationen existieren, in denen der ionosphärische Gradient am Boden nicht beobachtbar ist. Trotz mittlerweile langer Beobachtungszeiträume und mittlerweile guter Charakteri- sierung der lokalen ionosphärischen Bedingungen in mittleren Breiten ist die Angabe von einer Verteilungsfunktion bzw. des Risikos für das Vorhandensein anomaler ionosphäri- scher Störungen noch nicht mit ausreichender Konfidenz möglich. 5.2.3 Berücksichtigung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS CAT-I und daraus resul- tierendes Verbesserungspotential Risiko für das Vorhandensein anomaler ionosphärischer Gradienten Zum Zeitpunkt der Entwicklung der Zulassungskriterien für GAST-C (∼2004 bis 2009) war ein Maximum der solaren Aktivität beendet und umfangreiche GNSS-Messungen aus einem dichten Stationsnetz lagen vor. Eine Angabe verlässlicher Werte für das Risiko des Vorhandenseins anomaler ionosphärischer Störungen Papriori,IG war damit jedoch nicht möglich. Daher wurde (von der FAA) konservativ für Pa−priori,IG = 1 angenommen, d.h. an- omale ionosphärische Störungen sind stets vorhanden ([War08]). CCD-Überwachung Für GAST-C bestand das wesentliche Verfahren in der Code-Phasen-Divergenz-Über- wachung (CCD). Das Verfahren wurde in [SP06] analysiert und beschrieben. Es stellt eine wirkungsvolle Überwachungsmethode für sich bewegende Fronten dar. Unterhalb einer gewissen Frontgeschwindigkeit ist jedoch keine Erkennung möglich. Das Verfahren basiert auf der Nutzung der Code-Phasen-Differenz, da sie den doppel- ten ionosphärischen Fehler enthält. Der CCD-Monitor wird auch für GAST-D verwendet. Die Analyse des Monitors ist in Abschnitt 5.2.5 dargestellt. Mit GAST-C liegt die alleinige Verantwortung zum Schutz vor ionosphärischen Stö- rungen beim Boden, d.h. bordseitige Verfahren sind bei GAST-C nicht vorgesehen. Dabei ergibt sich unmittelbar das Problem, wie der Schutz vor ionosphärischen Störungen für Fälle erfolgen kann, bei denen • die Bodenstation die Gradienten nicht sehen kann oder • für zu geringe Frontgeschwindigkeiten, wenn das CCD Verfahren nicht sensitiv ist. Geometrieauswahl für GAST-C Ionosphärische Fronten, die nur das Bordsystem umfassen, sind bodenseitig nicht er- kennbar. Die Lösung für das Problem, den Schutz vor ionosphärischen Gradienten mit GAST-C zu gewährleisten, bestand darin, Geometrien so einzuschränken, dass selbst un- ter Wirkung des größtmöglichen Gradienten keine Überschreitung der Alarmgrenzen xAL durch den resultierenden differentiellen Fehler auftritt. Das wird erreicht, indem die xPL erhöht werden, so dass diese das xAL überschreiten, womit dann der Schutz gewährleistet 102 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung ist. Das Bodensegment weiß nicht, welche Satellitengeometrie von einem anfliegenden Flugzeug aktuell verwendet wird. Daher wird für jede mögliche Satellitengeometrie und Subsets der Satellitengeometrien mit mindestens vier Satelliten anhand des lokalen iono- sphärischen Bedrohungsmodells der maximal mögliche differentielle Fehler („Maximum Ionosphere Induced Error In Vertical (MIEV))“ bestimmt. Das grundsätzliche Verfahren ist in [LLP+06] beschrieben. Um die Rechenkapazität des Bodensegments nicht zu überspannen, muss diese Be- rechnung vorab erfolgen („offline“). Geometrien, für die der MIEV die zulässige Grenze übersteigen würde, werden unverfügbar gemacht, indem bodenseitig ausgestrahlte Inte- gritätsparameter erhöht werden. Diese Integritätsparameter können das σV IG, σPR_GND, P -Werte sein, wobei letztere die Verfügbarkeit im geringsten Maße reduzieren. Um zu berücksichtigen, dass der größtmögliche Gradient nicht zu jedem Zeitpunkt vor- handen ist, ohne eine Wahrscheinlichkeit für dessen Auftreten zu bestimmen, wurde eine zusätzliche vertikale Alarmgrenze definiert, V ALH2,I . Diese wird nur bodensubsystemin- tern zur Geometrieauswahl verwendet und berücksichtigt nur den ionosphärischen Fehler. Anschließend werden die Inflationsfaktoren so festgelegt, dass das MIEV < V ALH2,I ist. Dadurch werden bestimmte Satelliten ausgeschlossen und diese Satellitenkonstellation da- mit nicht nutzbar gemacht. Die Festlegung dieses V ALH2,I ist in [SN08] beschrieben und basiert auf der Analyse der Hindernisfreiflächen (Obstacle Clearance Surface, OCS ) bzw. der Forderung, dass das Flugzeug unter Einfluss des größten ionosphärischen Fehlers oberhalb der OCS bleiben soll. Diese ist mit der Geometrie des Anflugweges in Abbildung 5.3 dargestellt. Die Analyse erfolgte mit einem TSE-Ansatz, d.h. der Aufenthaltsort des Flugzeugs wurde berechnet, nicht alleinig der Positionsfehler des Navigationssystems. Mit den Annahmen wurde der nominale Anflug- und Fehlanflugweg inklusive Höhen- verlust beim Einleiten des Fehlanfluges bestimmt. Der maximal tolerierbare ionosphäri- sche Fehler wird als stets vorhanden (Papriori,IG,max = 1) angenommen und ergibt sich dann aus der Differenz zwischen dem nominalen Flugweg und der OCS für den Endan- flugweg. Damit ergibt sich der maximal tolerierbare Fehler als Funktion der Entfernung zur DH mit maximalem Fehler der Imax(D = DH) = 29m für Standardanflüge und Re- duktion für geringere Gleitwegwinkel und Schwellenüberflughöhen. Daher sieht der von der FAA akzeptierte Wert Imax(D = DH) = 28m vor [War08]. In Deutschland sind die maximalen Gradienten erheblich kleiner, wie in [MBJ+09] gezeigt wurde. Somit kann auch der MIEV für Deutschland kleiner angesetzt werden, womit für das V ALH2I = 15m angesetzt werden können. Von der FAA wird eine fast dreifache Überschreitung des nominalen Maximalfehlers unter der Bedingung zugelassen, dass eine derartige Überschreitung sehr selten ist (oh- ne „selten“ näher zu spezifizieren). In [SN08] ist jedoch ein Ansatz einer numerischen Abschätzung angegeben. Nachteile der Verfahren für GAST-C Insbesondere durch das Verfahren der Geometrieauswahl ergeben sich einige Nachteile: 1. Verfügbarkeit: Durch die konservative Annahme des stets vorhandenen größten an- zunehmenden Gradienten (gemäß lokalem Bedrohungsraum) erfolgt ggf. eine un- nötig starke Erhöhung der Protection Level. Damit kann ein Anflug u.U. nicht 5.2 Ionosphärische Einflüsse 103 Abbildung 5.3: Hindernisfreiflächen und Geometrie des Anflugpfades (Quelle: [SN08]) durchgeführt werden, obwohl tatsächlich kein anomaler ionosphärischer Gradient wirkt. 2. Integrität: Je nach zugrundeliegendem Parametersatz des Bedrohungsraumes, wird eine mehr oder weniger starke Überschreitung des maximal zulässigen Positionsfeh- lers aus dem xPL Konzept zugelassen. Der Verfügbarkeitseinfluss wird vor Systeminstallation geprüft, indem lokale Satelli- tengeometrien und die mögliche Ortsaufstellung analysiert und optimiert werden. Der Pa- rametersatz der Konfiguration des Bodensubsystems (σ-Parameter und Schwellwerte der Erkennungsverfahren), der Geometrieauswahlparameter und der Ortsaufstellung (Entfer- nung des GBAS-Referenzpunktes GRP zu den Positionen an der Entscheidungshöhe für jeden Anflug) bilden zusammen mit Annahmen an das bordseitige Fehlermodell (AAD) Eingangsgrößen dieser Analyse. Damit wird der theoretisch maximale Fehler aufgrund des ionosphärischen Einflusses über der Entfernung entlang zur Bodenstation entlang des Anflugpfades bestimmt und gegen das V ALH2,I verglichen. Am Fachgebiet Flugführung und Luftverkehr der Technischen Universität Berlin wurde im Auftrag von Eurocontrol eine Versuchsreihe durchgeführt, die die Evaluation der Pilo- tenreaktion auf fehlerhaft angezeigt Positionen zum Ziel hatte. Für die Versuche wurde ein A330, Level-D-zertifizierter Flugzeugsimulator (FFS, Full Flight Simulator ) verwendet. Die Piloten waren bei Luftverkehrsgesellschaften tätige Berufspiloten mit Befähigung zum Flugbetrieb bei schlechten Sichtbedingungen (CAT-II/III). Dabei wurden vertikale und laterale Fehler verschiedener Größe als Mittelwertverschiebung auf die Ablagen der Flug- führungsanzeige gegeben. Diese Untersuchung und ihre Ergebnisse wurde in [BLSGP11] vorgestellt. Der Hintergrund war die betriebliche Überprüfung der Möglichkeit, CAT- II (Standard- und Nichtstandard-) Anflüge mit CAT-I-Bodenstation durchzuführen. Es wurden in mehreren Versuchsreihen vertikale Mittelwertverschiebungen von ±5 m, ±10 m und ±15 m untersucht. Zusätzlich wurde eine laterale Ablage von 14 m sowie mit 0, 7m/s linear anwachsende vertikale Fehler untersucht. In einem weiteren Szenario wurden War- nungen des Autopilotsystems bei Überschreiten einer Mittelwertverschiebung von 10 m 104 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung erzeugt. Da der ILS-Kanal des FFS verwendet wurde, ist der nominale ILS-Fehler jeweils zusätzlich als Rauschgröße enthalten. Es wurden die Flugspuren und die Einschätzung der Piloten ausgewertet. Die Auswertung der Pilotenreaktion erfolgte mit standardisier- ten Fragebögen. Für einen Mittelwertfehler von |10| m ergibt sich bereits eine Verletzung des GBAS CAT-I V AL an der Entscheidungshöhe, da der nominale Fehleranteil (Rauschen) zusätz- lich wirkt. Im Ergebnis dieser Untersuchung konnte festgestellt werden, dass • bei einem Mittelwertfehler von 10 m immer eine Landung bei Standard- und Nicht- standard-CAT-II-Sichtbedingungen innerhalb der Landezone (TDZ) erfolgte. • bei einem Mittelwertfehler von 15 m einige Piloten Fehlanflüge durchführten. Bei diesen wurde die OCS nicht verletzt. Sofern eine Landung eingeleitet wurde, erfolgte diese innerhalb der Landezone. Diese Untersuchung ist daher relevant, da sich eine Vergleichsmöglichkeit zur analyti- schen Bewertung der für GBAS-tolerierten (ionosphärischen) Fehler ergibt. Insbesondere zeigt sich aus der Beschreibung und den Abbildungen der Flugwege in [BLSGP11], dass sich selbst bei einem vertikalen Fehler von −15m unter CAT-II noch ein sicherer Betrieb ergab. Die OFZ wurde nicht verletzt und es erfolgte keine Bahnberührung außerhalb der TDZ (linke Abbildung in 5.4). Dass es sich um Grenzbedingungen für die Piloten handelt, ergab sich aus den Auswertungen der Fragebögen. Insgesamt bestätigen diese Ergebnis- se, dass die Anforderungen an die GBAS-GAST-C-Leistungsfähigkeit konservativ sind und Spielraum bieten, der so groß ist, dass auch CAT-II-Betrieb mit einer CAT-I-GBAS- Bodenstation möglich ist. (a) CAT-II, vertikale Offsets bis 15 m (b) CAT-I vertikaler Offset 35 m Abbildung 5.4: Anflugpfade mit CAT-I- und CAT-II-Sichtbedingungen und vertikalen Offsets (Quelle: [Beh12]) Neben den in [BLSGP11] angegebenen Ergebnissen sind in [SP10] bzw. [Beh12] zusätz- liche Ergebnisse dieser Untersuchungsreihe für größere maximale Mittelwertverschiebun- gen von 35 m angegeben (rechte Abbildung in 5.4). Der Wert von 35 m überschreitet den für GBAS CAT-I berücksichtigten maximalen MIEV um 7 m, also 25%. Während der durchgeführten Anflüge mit diesem Fehler wurde in einem Anflug die OCS berührt bzw. leicht durchstoßen. Unter Berücksichtigung, dass der maximale vertikale Fehler der FFS- Untersuchung das max. von der FAA akzeptierte MIEV um 25% überschreitet, bestätigen 5.2 Ionosphärische Einflüsse 105 die experimentellen Ergebnisse die Ableitung von Shively in [SN08]. Diesen liegt gerade die Annahme zugrunde, dass unter Einfluss des größten MIEV die OCS erreicht wird. Dies stellt einen gefährlichen („hazardous“) Zustand dar und bestätigt, dass derartige Ereig- nisse nur selten auftreten dürfen. Neuere Untersuchungen des Auftretens ionosphärischer Gradienten (Anhang C in [COK+16]) deuten darauf hin, dass diese Bedingung erfüllt ist, d.h. es kann ein P −5apriori,IGmax < 1 ·10 angenommen werden. Allerdings darf kein anderer Fehler außerhalb seiner nominalen Parameter liegen. Weitere für GAST-C mögliche Verfahren Neben den beiden vorgestellten Hauptverfahren zum Schutz vor ionosphärischen Gra- dienten unter GAST-C existieren weitere Möglichkeiten, die hier kurz dargestellt werden sollen. Eine Möglichkeit ist die Einbindung von SBAS-Ionosphäreninformationen, die mit einer Auflösung von 5° x 5° geografischer Breite und Länge die aktuelle Ionosphäre be- schreiben. Ein weiteres mögliches Verfahren wurde vom Electronic Navigation Institute of Japan (ENRI) vorgestellt [Sai15]. Dabei wird der ionosphärische Fehler aus Trägerphasenmes- sungen räumlich separierter Empfänger bestimmt. Dabei muss die Phasenmehrdeutigkeit aufgelöst werden, d.h. die Irrtumswahrscheinlichkeit für die falsche Auflösung muss be- dacht werden. Stellvertretend für Code-basierte räumlich separierte Beobachter mit Einbindung flug- betrieblicher Interaktion (Lotsenaktion) soll der Vorschlag von T. Feuerle, TU Braun- schweig, in [Feu10] aufgegriffen werden. Hierbei wird der ionosphärische Fehler anhand eines Netzes von Messstationen im Umfeld der GBAS-Bodenstation bestimmt. Das vorge- schlagene Verfahren sieht ein zeitbasiertes Verfahren, also die Erkennung schneller Fron- ten, vor. Dabei soll die Erkennung weniger auf die Fehler bestimmter Satelliten abzielen als vielmehr das Vorhandensein einer ionosphärischen Störung in einer Region erkennen und damit eine „Vorsteuerung“ vornehmen zu können bzw. den Lotsen zu warnen. Inter- essant ist die Verwendung von Einfrequenzmessungen kostengünstiger Empfänger, wie sie in Multilaterationssystemen verwendet werden. Für den Fall, dass eine ausreichend hohe Empfängeranzahl mit entsprechender räumlicher Verteilung am Flughafen installiert ist, lassen sich diese Daten verwenden. Mit ausreichender räumlicher Trennung der Empfänger ist eine Detektierung großer ionosphärischer Anomalien möglich. Ein weiterer Vorschlag wurde von F. Behrend, TU Berlin, gemacht. Eine Zusam- menfassung ist in [Beh12] angegeben. Dieser sieht vor, die visuelle Anflugführung durch erweiterte (vorgelagerte) Befeuerung zu unterstützen, welches ähnlich dem PAPI eine hoch/tief-Information bietet. Durch die Vorlagerung kann es jedoch eher gesehen werden. Mit Untersuchungen am FFS konnte gezeigt werden, dass eine derartige visuelle Erweite- rung deutliche Erkennbarkeit bietet und starke Abweichungen des Flugweges unter großen vertikalen Ablagen verhindern kann. 106 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung 5.2.4 Berücksichtigung ionosphärischer Einflüsse beim GBAS CAT-III L1 Ursprüngliches Konzept zur Berücksichtigung ionosphärischer Störungen beim GBAS CAT-II/III L1 Um die Nachteile der Berücksichtigung ionosphärischer Gradienten beim GAST-C für GAST-D zu umgehen, sieht das Konzept eine Aufteilung der Verantwortlichkeiten vor. Dabei soll durch zusätzliche bordseitige Überwachung sichergestellt werden, dass Gra- dienten, die nur vom Flugzeug gesehen werden können, auch vom Flugzeug erkannt wer- den. Das Konzept zu Beginn der GBAS-GAST-D-Validierung ist in [ICA10b] angegeben. Dabei sind die bordseitigen Verfahren in [RTC08b] standardisiert. Die Algorithmenvali- dierung der CSG des ICAO NSP ist in [Mur10] beschrieben und die Ergebnisse sind in [HM09] und [HMS11] veröffentlicht. Insbesondere die Überwachung räumlicher ionosphärischer Gradienten stellt einen we- sentlichen Bestandteil der Maßnahmen für GAST-D dar, da diese bordseitig nicht beob- achtbar sind und wie im vorherigen Abschnitt dargestellt, die CCD Überwachung nicht sensitiv ist. Räumliche Gradienten bewegen sich mit nahezu identischer Geschwindigkeit, wie die ionosphärischen Durchstoßpunkte (IPP), so dass die Geschwindigkeitsdifferenz (Frontgeschwindigkeit) sehr klein wird. Die ursprüngliche Anforderung sah vor, räumliche ionosphärische Gradienten ab 300 mm/km zu erkennen. Zusammen mit der Begrenzung des Abstandes zwischen GRP und LTP auf max. 5 km ergab sich ein max. Fehler von 1,5 m, der vergleichbar mit dem maximal zulässigen Wert basierend auf der Fehlerbegrenzung der Schrägentfernungsfehler ist (Pmd Begrenzung als Funktion von ER, s. Abbildung 3.3). Anpassung des Konzeptes zur Berücksichtigung ionosphärischer Störungen beim GBAS CAT-II/III L1 Im Rahmen der Langzeitverifikation im Feldversuch des von der FAA betriebenen GAST-D-Prototypen wurde festgestellt, dass eine zu hohe Fehlalarmrate des Monitors zur Erkennung räumlicher Gradienten vorlag. Der Hersteller analysierte daraufhin das Verhalten. Dem CSG des ICAO NSP wurde davon im Mai 2014 berichtet [MWJ14]. Quer- vergleiche zu anderen Prototypsystemen, u.a. dem hier behandelten, das am Flughafen Toulouse/Blagnac installiert wurde, bestätigten das beobachtete Verhalten. Durch Aus- schluss anderer Ursachen wurden troposphärische Turbulenzen3 als Ursache identifiziert. Durch Abgleich mit Wetterdaten zeigte sich, dass die Einflüsse im Sommer, während hei- ßer Tage, besonders ausgeprägt sind. Die Analysen erfolgten parallel in Japan, den USA und für die beiden europäischen Orte mit GAST-D-Prototypen: Toulouse und Frankfurt. Beispiele der gemessenen Störungen sind in Kapitel 7 dargestellt. Das Problem dieser troposphärischen Störungen liegt nicht allein in der Verringerung der Kontinuität, sondern vielmehr in der Reduktion der Integrität, da während dieser Störungen keine Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradienten gegeben ist. Um die resultierenden Probleme aufzulösen wurde seitens der ICAO eine Arbeitsgrup- pe, die „Ionospheric Mitigation ad hoc Group“ des CSG/NSP der ICAO, einberufen, der auch d. Verf. angehörte. 3Diese troposphärischen Turbulenzen lassen sich mit dem Begriff Thermik kennzeichnen. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 107 Im Verlauf der Analysen wurde klar, dass erweiterte bodenseitige Flexibilität erfor- derlich ist, um zusätzliche Maßnahmen am Boden zu ermöglichen4. Wegen der größeren bodenseitigen Implementierungsmöglichkeiten sind diese im Gegensatz zum Bordsegment nicht als anzuwendende Verfahren standardisiert. Herstellerseitig besteht daher die Mög- lichkeit unterschiedliche Verfahren anzuwenden, für die dann jedoch nachzuweisen ist, dass sie die geforderte Leistungsfähigkeit erzielen. Daraus ergab sich, dass die Bewertung nicht mehr bordseitig erfolgt. Die Arbeiten zur Validierung erfolgten parallel seitens mehrerer Hersteller in den USA, in Europa (Norwegen und Deutschland (d.Verf.)) und in Japan. Im Ergebnis der Arbei- ten, die im Dezember 2016 so weit fortgeschritten waren, dass der geänderte Standard [ICA16b] validiert war, ergaben sich wesentliche Änderungen des Konzeptes zum Schutz vor ionosphärischen Störungen. Schutzkonzept vor ionosphärischen Störungen mit GAST-D Die Schutzmaßmahmen vor anomalen ionosphärischen Störungen mit GAST-D sind folgende [NSP16]: • Bordseitige Geometrieüberwachung und Limitierung des svert: Dadurch wird die Projektion des durch die Ionosphäre hervorgerufenen Schrägentfernungsfehlers in die Positionsebene begrenzt. • Parallele Glättung mit den beiden verschiedenen Zeitkonstanten 30 s und 100 s und Überwachung der Differenz der Schrägentfernungsdifferenzen (Range Dual Smoo- thing Ionospheric Gradient Monitoring Algorithm, R-DSIGMA ): Wegen der Än- derung der Geschwindigkeit im Anflug ergibt sich beim Flug durch eine Front ein Unterschied in den differentialkorrigierten Schrägentfernungsmessungen der beiden Zeitkonstanten des Trägerphasenglättungsfilters. Dieser ist detektierbar. Für die Differenz der geglätteten PR gilt PDiff = |Pcorrected,100 − Pcorrected,30| < 0, 976m [BCB16]. 5 • Verwenden einer Positionslösung mit 30 s Trägerphasenglättung: Verglichen mit der 100 s geglätteten Lösung wird damit der nominale Divergenzfehler kleiner. • Bordseitige CCD-Überwachung mit 100 s Zeitkonstante des CCD-Filters nach Glei- chung 5.10. • Bordseitige Verwendung kleiner Chipabstände des Korrelators im Empfänger mit verringertem Chip-Abstand von max. 0,1 chip: Dadurch wird das nominale Rauschen verringert, was v.a. für den RDSIGMA-Monitor relevant ist. • Bordseitige Fehlerüberwachung (DRAIM oder über die xPL): Es erfolgt ein Test auf evtl. vorhandene Fehler bei Neuaufnahme von Satelliten zur Positionslösung. Der Kontakt zum Satellit muss mindestens seit 20 min ohne CCD-Alarm bestehen. Die im Bodensubsystem anwendbaren Verfahren sind die folgenden: 4Im Verlauf der Diskussionen wurde eine Vielzahl möglicher Lösungsansätze analysiert. Dabei wurde auch diskutiert, ob es nicht so sei, dass troposphärische Ereignisse nicht unter LVP-Bedingungen auftre- ten, d.h. sie treten nur auf, wenn keine Anflüge gemäß CAT-III durchgeführt werden. Dagegen spricht allerdings, dass Anflugführungssysteme auch bei guten Sichtbedingungen genutzt werden. Eine Einschrän- kung der Nutzbarkeit würde Änderungen der Betriebsverfahren nach sich ziehen und würde daher wohl kaum toleriert werden. 5Im ersten Ansatz wurde die Differenz der Positionslösungen verwendet. 108 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung • Nominale Gradienten: σvig • Nominale Divergenz: Anteil am a2 Parameter des σPR_GND • Maximaler differentieller Fehler unter anomalen Bedingungen: EIG Parameter im MT2 • CCD-Monitor mit τd1 = 30s, wobei die Zeitkonstante für Bodensubsysteme ver- schiedener Hersteller unterschiedlich sein kann. Dieser erkennt zeitliche Gradienten, die am Boden sichtbar sind. • Bodenseitige Überwachung räumlicher Gradienten (IGM): Der angepasste Phasen- doppeldiffernzmonitor detektiert sich langsam bewegende (räumliche) ionosphäri- sche Gradienten im Sichtbereich des Bodensubsystems und verwendet im angepass- ten Konzept einen Troposphärenschätzer. Dieser ist in der Simulation berücksichtigt, jedoch nicht im Prototypsystem umgesetzt. • Möglichkeit der bodenseitigen Begrenzung des Abstandes zwischen GRP und LTP Kriterien zur Wiederaufnahme von Satelliten und Fehlarmkriterien unter Berücksichti- gung der Korrelation wurden erarbeitet, s. dazu B. Pervan [PKP17]. Im Zusammenhang mit der Ergebnisdarstellung in Kapitel 7 wird gezeigt, wie die ver- schiedenen bord- und bodenseitigen Schutzmaßnahmen den Bedrohungsraum abdecken. Die wesentlichen bodenseitigen Erkennungsverfahren werden im folgenden Abschnitt analysiert. Die Analyse des CCD Monitors ist in Abschnitt 5.2.5 angegeben. Die Analyse des Monitors zur Überwachung räumlicher Gradienten enthält Abschnitt 5.2.5. Mit der Anpassung des Konzeptes wurden die bodenseitigen Überwachungsmaßnah- men so angepasst, dass sich eine erhöhte Toleranz gegenüber den troposphärischen Ein- flüssen ergibt. Die Maßnahmen dazu sind nicht standardisiert. Aus Sicht d. Verf. ist ein wesentliches Element die Bestimmung einer maximalen Zeit, um die das Anzeigen eines Gradienten verzögert werden kann. Damit lässt sich Zeit gewinnen, um zu entscheiden, ob der Einfluss troposphärisch oder ionosphärisch ist. Ergänzend dazu kann aus der Testme- trik bestimmt werden, welche Größe und ggf. Ausdehnung das detektierte Ereignis hat. Die troposphärischen Ereignisse sind wesentlich kleinräumiger. Aus dem Anstieg lässt sich unter Kenntnis der Aufstellung bestimmen, welchem differentiellen Fehler das Ereig- nis entspräche bzw. die Testmetrik entsprechend skalieren, woraus eine kleinere Testgröße geringerer Wahrscheinlichkeit einer Kontinuitätsverletzung resultiert. Seitens d. Verf. wurden umfangreiche Analysen troposphärischer Ereignisse vorgenom- men und diese charakterisiert und modelliert. Das Modell der troposphärischen Störungen wurde von Kollegen und Mitgliedern der IGM ad-hoc-Gruppe begutachtet, ergänzt und dem CSG im Februar 2015 vorgestellt ([SBS+15]) und kann der veränderten Testmetrik des Gradientenmonitors zugrunde gelegt werden. Dieses Modell wird in noch vorgestellt. In Kapitel 7 werden Ergebnisse präsentiert. Die finale Bewertung des Schutzes vor ionosphärischen Störungen erfolgt nicht mehr an Bord, sondern durch die Bodenseite. Bodenseitig ist daher nachzuweisen, dass der Schrägentfernungsfehler maximale Werte nicht überschreitet. Die Bewertung der Schutzmaßnahmen durch den Boden erfolgt anhand eines Simula- tionsmodells, das die bord- und bodenseitigen Verfahren berücksichtigt und in der Lage ist, die Geometrien von Front, Flugzeug, Landebahn und Bodenstation zu simulieren. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 109 Ein entsprechendes Simulationsmodell wird in Kapitel 6 vorgestellt. Die damit erzielten Ergebnisse sind in Kapitel 7 enthalten. Dazu wird folgendes berücksichtigt: • Der gesamte Wertebereich der Bedrohungsraumparameter wird zugrunde gelegt. • Alle möglichen Geometrien von ionosphärischer Front, Flugzeug und Bodenstation sind zu berücksichtigen. • Die möglichen bordseitigen Schutzmaßnahmen werden berücksichtigt. • Da Überwachungsverfahren (Monitore) bewertet werden, ist keine Festlegung der Anzahl betroffener Satelliten notwendig, da die Monitorentscheidung pro Satellit erfolgt. D.h. das Ergebnis, ob eine Front erkannt wird, lässt sich auf mehrere Satel- liten übertragen. • Die Bewertung erfolgt konservativ als „Worst-Case“-Simulation. Probabilistische Verfahren („Monte-Carlo“-Simulation) sind jedoch möglich, da inzwischen besse- re Kenntnis des ionosphärischen Verhaltens vorliegen. Vorschläge wurden von der Stanford University ausgearbeitet ([PBL16] und [KYL+17])6. Die Validierung des Standards erfolgte jedoch konservativ mit dem „Worst-Case“-Ansatz. Bodenseitig sind alle implementierten Schutzmaßnahmen zu berücksichtigen. Das er- fordert Kenntnis der minimalen Leistungsfähigkeit der bordseitigen Massnahmen. Die bordseitigen Maßnahmen werden als mögliche Verfahren standardisiert und werden dann in der „D“-Revision der MOPS für Bordausrüstung angegeben (DO-253D). Da die bord- seitigen Geometrieauswahlparameter nicht standardisiert sind, da diese den Ausgleich zwi- schen FTE und NSE ermöglichen und daher flugzeugabhängig sind, muss der bordseitig maximal tolerierbare Fehler bekannt sein. Dieser muss als maximaler differentialkorrigier- ter Schrägentfernungsfehler inkl. der bordseitigen Geometrieauswahl festgelegt werden. Wegen der Berücksichtigung der bordseitigen Geometrieauswahl ist dieser Fehler größer, als derjenige, der sich aus der Definition der Schnittstelle der Leistungsfähigkeit für GAST- D ergibt (∼ 1, 5 m aus dem Pmd-Constraint). Er wurde durch bordseitige Analysen zweier großer Flugzeughersteller in den USA und in Europa so bestimmt, dass die geforderte Ver- fügbarkeit noch gewährleistet ist. Er ergibt sich als Funktion der Abstände zwischen GRP und LTP und beträgt EIG = f(DGRP−LTP,A/C) = EIG,max(DGRP−LTP,A/C) = LTP ) = 2, 75m für eine Position des Flugzeugs an der Landebahnschwelle. Er wächst linear für größere Entfernungen. Der Anstieg über der Entfernung ist begrenzt. Der maximale Fehler wird dem Bordsegment über zusätzliche Parameter im MT2, ADB3 übermittelt. Die identifizierten Anpassungen der Verfahren konnten im Prototyp nicht mehr voll- ständig umgesetzt werden. Die in Kapitel 7 angegebenen Ergebnisse, aus denen hervor- geht, dass mit dem angepassten Konzept die geforderte Leistungsfähigkeit zum Schutz vor ionosphärischen Störungen gegeben ist, basieren derzeit also auf Simulationsergebnissen. 6Um mit Monte-Carlo-Simulationen zuverlässige Ergebnisse zu erhalten, müssen die Verteilungen der Eingangsgrößen bekannt oder konservativ modelliert sein. Verteilungen ionosphärischer Gradienten lagen bislang nicht vor. Es wurde jedoch ein Ansatz für die konservative Modellierung, basierend auf umfangrei- chen Messergebnissen und Analysen, vorgestellt. Anhand der analysierten Daten konnte gezeigt werden, dass ionopshärische Gradienten mit großen Gradienten (>350 mm/km) sehr viel seltener auftreten, als solche in einem Bereich von 100 - 200 mm/km. 110 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung 5.2.5 Verfahren zur Erkennung ionosphärischer Gradienten im Bodensubsystem Überwachung der Code- und Phasendivergenz (CCD-Monitor) Das in [SP06] dargelegte Verfahren verwendet die tiefpassgefilterte, zeitliche Ableitung der Differenz aus Code- und Phasenmessung. Aus Gleichung 4.4 und 4.5 folgt, dass die Differenz unter Vernachlässigung der anderen Fehlerterme den doppelten ionosphärischen Fehler CMCI = 2I enthält. Mit dem Index I der CMC Größe wird verdeutlicht, dass die anderen Fehlerterme in der Code- und Phasendifferenz vernachlässigt wurden. Wegen der Zeitdiskretisierung (tn für den aktuellen Zeitpunkt und tn−1 für den vor- herigen) ist für die Eingangsgröße die Differenz zwischen zwei Epochen ∆CMC(tn) = (PR(tn)−CP (tn))−(PR(tn−1)−CP (tn−1)) ∆ = − ) zu verwenden 7: t tn tn−1 CCD(s) = s(1 + ) (1 + )(CMC((s)) ) (5.7)T1s · T1s ( ) = τd2 − T · ( ) + T τd1 − T + ∆CMC(tn))CCD tn CCD tn−1 (5.8) τd2 τd1 τd1 τd1 In Gleichung 5.7 ist T die Samplezeit (0, 5s) und τd1 = τd2 sind die Zeikonstanten der beiden Filterstufen (in [SP06] 30 s). Der Monitorschwellwert ergibt sich aus der Kontinui- tätsforderung unter Verwendung des kFA zu TCCD = kFAσCCD,nom = 5, 83 · 0, 00399m/s = 0, 0233m/s (5.9) Neben der zeitdiskreten Darstellung lässt sich Gleichung 5.7 in eine zeitkontinuierliche Darstellung des Monitors durch Rücktransformation in den Zeitbereich gewinnen. Mit Hilfe von Korrespondenztabellen (z.B(. in [LW14]) erhäl)t man für τd1 = τd2: t t CCDkont = 1− 1 + exp(− ) ∆CMCkont (5.10) τd1 T1 Der Wert für σCCD,nom wurde in [SP06] aus Beobachtungsdaten empirisch gewonnen und ist von der nominalen ionosphärischen Divergenz dominiert. Der Rauschanteil ist vernachlässigbar. Der Wert für kFA entspricht bei einer zweiseitigen Verteilung einer Kontinuitätsallo- kation von P −9FA,CCD = 1− 5, 5 · 10 (/15s/Satellit). Die CMC-Differenz ∆CMC(tn) entspricht dem Divergenzfehler und stellt einen Hoch- passeinfluss des CCD-Monitors dar. Das wird durch die komplexe Variable s im Zähler von Gleichung 5.7 deutlich. Durch diesen Hochpasseinfluss wird die Testmetrik für langsame Änderungen und damit den nominalen, absoluten ionosphärischen Fehler unempfindlich8. Allerdings verhindert dieser Hochpass, dass sich langsam bewegende Gradienten erkennen 7Die Darstellung weicht von [SP06] ab, indem in der zeitkontinuierlichen Darstellung in Gleichung 5.10 die CMC im Frequenzbereich den Eingang darstellen. Damit wird verdeutlicht, dass in dieser Dar- stellung nicht die CMC-Differenz verwendet wird. Andernfalls würde die komplexe Variable s im Zähler wegzulassen sein. In [SP06] wurde darauf nicht eingegangen. In der zeitdiskreten Darstellung in Gleichung 5.10 wurden beide Filterstufen aus Gleichung 5.7 zusam- mengefasst - der Tiefpasseinfluss ist zweiter Ordnung. 8Der absolute ionosphärische Fehler weist im Tagesverlauf etwa quadratisches Verhalten über der Zeit auf. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 111 lassen. Der zeitliche Gradient entspricht dem Anstieg einer Rampenfunktion entsprechend der anliegenden Divergenz. Dieser Anstieg wird für abnehmende Frontgeschwindigkeiten immer kleiner. Dadurch erhöht sich die Zeit, bis die Testmetrik den Schwellwert erreicht so weit, dass keine zeitgerechte (TTA) Warnung mehr erfolgen kann. Der Zusammenhang eines ionosphärischen Gradienten g und der CMC-Differenz am Eingang des CCD-Filters ist unter Vernachlässigung des Rauschens: 2g∆v = dCMC/dt = 2dI/dt (5.11) Damit lässt sich sich die Zeit bis zur Erkennung bestimmen. Die Erkennung erfolgt, wenn CCD > TCCD wird. Setzt man das in Gleichung 5.7 ein und variiert die Stärke des Gra- dienten und der Frontgeschwindigkeit, lässt sich Abbildung 5.5 erzeugen. Darin ist klar ersichtlich, wie die Grenze der Erkennbarkeit für verschiedene Variationen von Frontge- schwindigkeit und Betrag des Gradienten variiert. Die Farbcodierung der Erkennungszeit ist in der Abbildung zu hohen Werten begrenzt, tatsächlich geht die Erkennungszeit gegen unendlich. Im weiß dargestellten Bereich ist eine Erkennung nicht möglich. Die Abbildung gilt für die Bodenstation, deren eigene Geschwindigkeit Null ist. Zeit bis zur Detektierung einer Front mit dem CCD Monitor 500 60 400 50 300 40 30 200 20 100 10 100 200 300 400 500 600 700 v [m/s] F Abbildung 5.5: Frontgeschwindigkeit über Gradientenbereich, farbkodiert mit der Zeit bis zur Erkennung durch den CCD-Monitor Überwachung räumlicher Gradienten Eine besondere Schwierigkeit für ein Verfahren zur Überwachung räumlicher iono- sphärischer Gradienten ergibt sich daraus, dass das Verfahren die Gradienten erkennen können muss, sobald ein Satellit aufgeht. Das Satellitensignal könnte bereits während der Aufnahme des Satelliten durch eine vorhandene Front hindurch empfangen werden. D.h. relative Verfahren, also zeitliche Differentiation sowie zeitlich mittelnde Verfahren sind nicht möglich. Damit entfallen auch CMC basierte Verfahren, die die Phasenmehrdeutig- keit durch Mittelung entfernen, darunter fallen praktisch alle Filteransätze. Verfahren mit vollständiger Lösung der Phasenmehrdeutigkeit in Echtzeit haben jedoch den Nachteil, dass die Sicherheit der Phasenmehrdeutigkeitsauflösung (für alle Einflüsse, insbesonde- re Phasensprünge) nachgewiesen werden muss, weshalb diese in der (zivilen) Luftfahrt nicht zur Anwendung kommen. Für eine Monitoranwendung ist dieser Aspekt weniger kritisch als für eine Positionslösung, da bei falscher Auflösung der Phasenmehrdeutigkeit die Kontinuität und nicht die Integrität verletzt würde. Das verwendete Verfahren der Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradienten be- ruht auf Phasendoppeldifferenzmessungen und wurde von S. Khanafseh in [KYP+10] vor- gestellt. Mit diesem Verfahren stößt man an die Grenzen üblicher GNSS-Verfahren, wenn g [mm/km] tttt [[[[ssss]]]] ddddeeeetttteeeecccc 112 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung diese den hohen Leistungsanforderungen der Luftfahrt genügen sollen. Da andere Ver- fahren nicht identifiziert werden konnten, wurde das Phasendoppeldifferenzverfahren als Erkennungsverfahren für räumliche ionosphärische Gradienten im GAST-D-Prototyp um- gesetzt9. Im hier untersuchten GAST-D-Bodenstationsprototyp war der Monitor nicht exekutiv, d.h. die Testmetriken wurden offline ausgewertet. Phasendoppeldifferenzverfahren Ein mögliches Verfahren wurde von S. Khanafseh in [KYP+10] vorgestellt. Dieses ba- siert auf Phasendoppeldifferenzmessungen. Mit Gleichung 4.5 ist die (Phasen-) Einfach- differenz (Differenz der Messungen von zwei identischen Empfängern i, j zum gleichen Satellit p)10 berücksichtigt. Φi − φj =(ρi − ρj) + c(∆tc,i −∆tc,j + (Ti − Tj) + (Ii − Ij)+ (MPphase,i −MPphase,j) + (νphase,i − νphase,j) + (NDelta,iλL1 −NDelta,jλL1) (5.12) ∆pΦ Tij =ep xb + c∆ptc,i,j +∆pIi,j +∆MPphase,i,j +∆pνcode,ij +∆pNDelta,i,jλL1 (5.13) Für die Doppeldifferenz (Differenz der Einfachdifferenz von zwei Satelliten p, q): ∆ TpqΦij = epq xb +∆pqIi,j +∆pqMPphase,i,j∆pqνphase,i,j +∆pqNDelta,i,j (5.14) Der gemeinsame Uhrenfehler ist (c∆pqtc,i,j). Der Empfängeruhrenfehler ist für beide Sa- telliten eines Empfängers identisch und hebt sich daher in der Doppeldifferenz auf. Der Satellitenuhrenfehler kann vernachlässigt werden, da die Uhren der Satelliten sehr genau sind. Die troposphärische Fehlerdifferenz ist vernachlässigbar, wenn xb klein ist11. Die Rausch- und Phasenmehrwegeausbreitungsfehler werden zu ∆pqϵij zusammengefasst. Die ionosphärische Front hat den Gradient α, dann wird ∆pqIi,j = xbα und man erhält: ∆pqΦij = e Tpq xb + |xb|α +∆pqϵij +∆pqNDelta,i,j (5.15) ∆ Φ − e Tpq ij pq xb = |xb|α +∆pqϵij +∆pqNDelta,i,j (5.16) Die Größen im linken Teil der Gleichung sind bekannt, die im rechten Teil enthalten den gesuchten ionosphärischen Term und Störgrößen. Die Testmetrik ist12: ⌊( )⌉ ∆ Φ − e TT pq ij pq xbsIGM = ∆pqΦij − epq xb − λ (5.17) λ 9Eine Variation wurde als „Nullspacemonitor“ in [JKC+12] vorgeschlagen. Die grundsätzlichen An- forderungen sind jedoch identisch, da das Verfahren ebenfalls auf Phasenmessungen aufbaut. 10Die angegebenen Gleichungen weichen von der Darstellung in [KYP+10] ab. In Gleichung 5.12 sind zusätzliche Fehleranteile berücksichtigt. Allerdings sind die Empfängerfehler, HW-Laufzeitverzögerungen etc. in Gleichung 4.5 nicht enthalten. Die konstanten Anteile heben sich auf und anhand von Messungen am Empfänger wurde überprüft, dass die Laufzeiten durch die einzelnen Empfängerkanäle identisch sind und daher keine „Interchannel Bias“ auftreten. Diese Aussage basiert auf umfangreichen Messungen mit dem Empfänger am GNSS-Simulator. 11Das gilt in erster Näherung. Im Verlauf der Validierung wurde ein stärkerer Einfluss der Troposphäre festgestellt. Darauf wird im Folgenden noch eingegangen. 12Die Darstellung ⌊x⌉ kennzeichnet die Rundung auf die nächste ganze Zahl x ∈ Z. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 113 Die Phasenmehrdeutigkeit wir⌊d(durch die Ru)n⌉dung also nicht aufgelöst. Durch die Sub-T traktion des Ganzzahlwertes λ ∆pqΦij−epq xb ist die Testmetrik mittelwertfrei und wird λ im fehlerfreien Fall (α = 0) durch das Rauschen von sIGM bestimmt. Aus der Fehlerfortpflanzung [GKHK68] ergibt sich, dass sich die Varianzen der Rausch- terme und Fehlerterme vervierfachen bzw. die Standardabweichung verdoppelt, wenn es sich um weißes Rauschen handelt. Für die Phasenmessungen ist das weitestgehend gege- ben, wie später anhand von Messergebnissen gezeigt wird. Damit ist σ∆pqΦ = 2σΦ (5.18)ij Mit den in [KYP+10] angegebenen Gleichungen ergibt sich die minimale sicher-erkenn- bare Mittelwertverschiebung (MDB) zu: MDBIGM = (kmd + kFA)σ∆pqΦ (5.19)ij Wegen der noch vorhandenen Phasenmehrdeutigkeit hat die Testmetrik auch einen maxima⌊(len detektierb)a⌉ren Fehler, wenn die Größe der Testmetrik die benachbarte ganze Zahl λ ∆pqΦ T ij−epq xb ± 1 erreicht. Damit ist ein Gradient nur innerhalb des Bereiches: λ λN − (kFA + kmd)σ∆pqΦ λN + (kFA + kmd)σij ∆< α < pqΦij (5.20) |xb| |xb| Mit Ungleichung 5.20 lässt sich für feste Werte von σ∆pqΦ und unter Berücksichtigung derij kmd und kFA Werte entsprechend der geforderten Leistungsfähigkeit die Basislinienlänge als Funktion des ionosphärischen Gradienten auftragen, wie in Abbildung 5.6 gezeigt. Detectable space and corresponding baselines with σ 2 = 5.58 mm Detectable space and corresponding baselines with σ 2 = 8.67 mm ∆ φ ∆ φ 155 m ≤ baselines ≤ 1000 m constraint 1000 yes 1000 yes Detectable space Detectable space 900 Independent baselines 900 Independent baselines Dependent baselines Dependent baselines 800 800 700 700 600 600 500 500 400 400 300 300 200 200 100 100 not not 300 450 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 300 450 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Gradient Range [mm/km] Gradient Range [mm/km] (a) 5,6mm und Kombination mit min. (b) 8,7mm und Kombination mit min. 100 m Basislinienlänge 155 m Basislinienlänge Abbildung 5.6: Erkennbarkeitsbänder ionosphärischer Gradienten und Basislinienkombinationen für verschiedene σ∆ Φ (Quelle: [Sch11])pq ij Für die Entfernung zur Schwelle DGRP−LTP lässt sich die Fehlentdeckungswahrschein- lichkeit Pmd für gegebene Basislinienlängen und Rauschniveaus mit der Q-Funktion aus Baseline Range [m] Baseline Range [m] 114 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Gleichung B.9 bestimmen: Er = αDGRP−LTP (5.21) TRSDD = km(dσ∆pqΦ( (5.22)ij )) ( ( )) = 2 1− x− Er = 2 1− x− ErPmd Q Q (5.23) TRSDD|xb| kmdσ∆pqΦ |x |ij b In Abbildung 5.7 sind beispielhaft die resultierenden Pmd-Verteilungen für verschiedene Rauschniveaus und Basislinienkombinationen gezeigt. Die Pmd-Kurven des Phasendoppel- differenzmonitors sind wegen der Phasenmehrdeutigkeit nicht monoton. Baseline combination to reach Pmd of 1e-04 for gradients 300-2000 mm, with  = 0.005 m Baseline combination to reach Pmd of 1e-04 for gradients 300-2000 mm, with  = 0.004 m s s 0 -5 0 -5 10 10 10 10 -1 10 sDpqFij = 5 mm, -6 -1 s = 4 mm, -610 10 DpqFij 10 -2 10 drei Basislinien -7 -210 10 drei Basislinien -710 -3 P -4 -8 -3 -4 -810 md, req. = 10 10 10 Pmd, req. = 10 10 -4 -9 -4 -9 10 10 10 10 -5 -10 -5 -10 10 10 10 10 -6 -11 -6 -11 10 10 10 10 -7 -12 -7 -12 10 10 10 10 -8 -13 -8 -13 10 10 10 10 -9 -14 10 10 -9 -14 10 10 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 |E | [m] r |E | [m]r Base 1 Base 2 Base 3 combination Base 1 Base 2 Base 3 Baseline combination to reach Pmd of 1e-09 for gradients 300-2000 mm, with  = 0.0035 m s 0 0 10 10 Erweiterter Bereich des max. Gradienten: 2000 -1 -1 10 sDpqFij = 3,5 mm, 10 mm/km berücksichtigt -2 10 drei Basislinien -210 Basislinienkombinationen und verschiedene -3 P = 10-4 -310 md, req. 10 Rauschniveaus berücksichtigt -4 -4 10 10 -5 -4 -5 -5 Papriori = 10 : Pmd = 10 (P(g>300 mm/km) == 1) 10 10 Papriori = 10 -0: P -9md = 10 (P(g>300 mm/km) == 1) -6 -6 10 10 -7 -7 10 10 Basislinienkombinationen führen zu nicht- -8 -8 10 10 monotonen Pmd Verteilungen -9 -9 10 10 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 |E | [m] r Base 1 Base 2 Base 3 combination Abbildung 5.7: Fehlentdeckungswahrscheinlichkeiten des Phasendoppeldifferenzmonitors für verschiedene Rauschniveaus und erweitertem Bedrohungsraum Der Abbildung liegt ein erweiterter Bedrohungsraum zugrunde, in dem maximale Gra- dienten bis 2000 mm/km berücksichtigt sind. Damit sollten größere Gradienten für äqua- toriale Regionen berücksichtigt werden. Inzwischen hat sich jedoch gezeigt, dass in äquato- rialen Regionen zwar größere Gradienten auftreten, diese aber wesentlich kürzere Breiten haben, so dass diese Betrachtung extrem konservativ ist. Neben Anforderungen an das Rauschen der Testmetrik ergeben sich mit diesem Über- wachungsverfahren unmittelbare Aufstellungsanforderungen hinsichtlich der Länge und Lage13 der Basislinien. Für die Ausrichtung der Basislinien sind daher die Projektionen der Gradientenrichtungen im Hinblick auf die Ausrichtung des Anflugweges von Bedeu- tung und müssen im Rahmen der Ortsaufstellung berücksichtigt werden. Ferner muss der 13Die Lage definiert über e Tpq die Richtung der erkennbaren Gradienten Probability of missed detection P Probability of missed detection P md md Probability of missed detection P + P md a priori Probability of missed detection P + Pmd a priori Probability of missed detection P md Probability of missed detection P + P md a priori 5.2 Ionosphärische Einflüsse 115 Ausfall von Antennen/Empfängern berücksichtigt werden, so dass entsprechend redun- dante Basislinien anzustreben sind. Entsprechend eines Vorschlages in [BRMP11] lassen sich Basislinien kombinieren, um größere Gradientenbereiche abzudecken. Weitere Analysen für das hier behandelte GAST- D-System wurden durchgeführt, wobei zusätzlich auch abhängige Basislinien einfließen. Abhängige Basislinien sind diejenigen, die sich über die Kombination mehrerer unabhän- giger Basislinien ergeben. Das ist insbesondere bei linienförmiger Anordnung der Refe- renzantennen der Fall. Das ist in Abbildung 5.6 für die Rauschniveaus von 5,6 mm und 8,7 mm abgebildet. Ebenfalls deutlich wird, dass die Basislinie mit 220 m Länge die Wichtigste ist, da sie auch bei höherem Rauschen von 8, 7 mm den gesamten von ICAO festgelegten Bedro- hungsraum abdeckt. Ist das Rauschen geringer (z.B. 5,6 mm), ist eine kürzere Basislini- enlänge von ca. 150 m vorteilhaft. Die Antennenseparation der Installation des GAST-D-Prototypen am Flughafen Tou- louse beträgt deswegen 210 bis 240 m. Für den Suchalgorithmus zur Festlegung von Basis- linienkombinationen wurde eine untere Grenze von 100 m angewandt. Das entspricht der minimalen Antennenseparation. Hintergründe der minimalen Antennenseparation werden im nächsten Abschnitt im Zusammenhang mit den Mehrwegeausbreitungseinflüssen dar- gelegt. Wie aus Abbildung 5.6 hervorgeht, darf für eine gegebene Leistungsfähigkeitsanforde- rung ein bestimmtes Rauschniveau nicht überschritten werden. Ab σ∆pqΦ = 12 mm istij keine Erkennbarkeit mehr gegeben. Resultierende Bodensubsystemanforderungen zur Gewährleistung der korrek- ten Funktion des Phasendoppeldifferenzmonitors Dieses Verfahren stellt damit strenge Herausforderungen an die Qualität der Phasen- messungen des GBAS. Daher lassen sich zusätzliche Anforderungen für das Bodensubsys- tem aus der Analyse der Fehlereinflüsse der Phasenmessungen ableiten. Dabei ergeben sich folgende relevante Faktoren zur Bestimmung des nominalen Rauschens der Testmetrik14: • Thermisches Rauschen der Phasenmessung: σcp,wn,nominal ≈ 0, 5 . . . 1mm – Der Wert ist abhängig von der verwendeten Technologie und Installation. D.h. es ist eine rauscharme Systemauslegung erforderlich. – Der Wert ergibt sich entsprechend der Modellierung in Kapitel 4. Er ist eleva- tionswinkelabhängig. • Phasenmehrwegeausbreitung: σcp,MP,nominal ≈ 2mm – Die Analyse folgt im Zusammenhang mit der Mehrwegeausbreitung im nächs- ten Abschnitt. – Der maximale Phasenmehrwegeausbreitungsfehler beträgt ≈ 5cm. – D.h. es muss sichergestellt sein, dass Phasenmehrwegeausbreitung limitiert ist. – Im Normalfall kann ein Wert von 1 mm erreicht werden. Realistisch sind jedoch 2 mm. • Relativer Antennenkoordinatenfehler: σcp,coord,nominal ≈ 2mm 14Für diese sind Angaben im Submillimeterbereich notwendig 116 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung – Er muss sehr klein sein, daher müssen bei der Koordinateneinmessung während der Ortsaufstellung spezielle Vermessungsverfahren eingesetzt werden. – Der relative Fehler kann auf ≈ 2 mm begrenzt werden. • Antennenphasenzentrum: σcp,cal,nominal ≈ 1mm – Es muss sehr stabil sein. Das Phasenzentrum wandert jedoch geringfügig mit dem Elevationswinkel der Satelliten. Der resultierende Einfluss ist determinis- tisch und kann auskalibriert werden. – Der angegebene Wert beschreibt den residualen Anteil nach Phasenzentrums- kalibration. • Phasenzentrumskalibrierung: σcp,ageeing,nominal ≈ 0, 5mm – Diese ist zeitlich nicht konstant, daher muss nach einer gewissen Zeit erneut kalibriert werden. – Um die Wartungsaufwände möglichst klein zu halten, sollte der Zeitraum zwi- schen zwei Kalibrierungen groß sein. Angestrebt wurde für das hier besprochene System 1 Jahr. • Nominaler Umwelteinfluss (Iono und Tropo15): σcp,turb,nominal ≈ 0, 2mm • Wind und Turbulenz: σcp,turb,nominal ≈ 0, 5mm – Es ergeben sich zusätzliche konstruktive Anforderungen an die Antennenmas- ten. Die Festigkeit der Antenne in sich lässt sich nicht beeinflussen. – Die Mastauslegung erfolgte auf Basis von Turbulenzmodellen. Die statische Verformung ist nicht von Bedeutung, da sie gleichsinnig erfolgt. • Rundungsfehler der numerischen Berechnungen: σcp,round,nominal ≈ 0, 1mm Zusätzlich muss der GPS-Empfänger die Phase in der gesamten Länge auflösen kön- nen, d.h. er muss eine atan2 -PLL mit ±180◦ Phasenwinkelbereich haben, andernfalls halbiert sich der Erkennbarkeitsbereich. Ein Inflationsfaktor muss sicherstellen, dass die tatsächliche Rauschverteilung überdeckt wird, um die Kontinuität zu gewährleisten. Aus der Fehlerfortpflanzung ergibt sich für das gesamte Rauschen einWert von σ∆pqΦ =ij 3, 5mm. Mit Überdeckung wird σ∆pqΦ = 6mm. Das Rauschen ist zusätzlich abhängig vonij der Elevationswinkeldifferenz der verwendeten Satelliten. Für die Erkennbarkeit von Gra- dienten ist eine möglichst große Separation der verwendeten Satelliten anzustreben, um den Effekt des Gradienten in der Testmetrik zu maximieren. Diese Aspekte wurden in der Auswahl der Satellitenkombinationen zusätzlich berücksichtigt. Diskussion möglicher Alternativen zum Phasendoppeldifferenzmonitor Im Rahmen der Suche nach anderen Verfahrensmöglichkeiten hat d. Verf. während ers- ter Analysen zur Ionosphärenüberwachung für GAST-D eine Diplomarbeit betreut. Diese wurde von M. Schenk an der Universität Stuttgart in Zusammenarbeit mit der Industrie durchgeführt [Sch11]. Ein Ziel der Arbeit war es, mögliche Verfahren der Ionosphären- überwachung mit GAST-D zu identifizieren und zu bewerten. 15Das berücksichtigt nicht die auftretenden troposphärischen Störungen. 5.2 Ionosphärische Einflüsse 117 Im grundlegenden Ansatz wurden dazu zunächst die möglichen Linearkombinationen der Einfrequenzmessungen auf Code und Phase der vier GBAS-Referenzantennen und zweier optionaler räumlich separierter Antennen untersucht. Dabei zeigte sich, dass unter den gegebenen Randbedingungen mit Einfrequenzmessungen eine effektive Isolation des absoluten ionosphärischen Fehlers nur über Doppeldifferenzen erfolgen kann16. Eine Variante wäre, den Monitor zur Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradien- ten basierend auf Codemessungen zu verwenden. Die entsprechende Analyse wurde durch- geführt und ist in Anhang C angegeben. Dabei ergibt sich unter Verwendung der gleichen Empfänger-/Antennentechnologie wie für die GBAS-Referenzantennen/-empfänger und bei Verwendung ungeglätteter PR eine Basislinienlänge von 30 km. Eine derartige Basis- linienlänge ist aus den in Anhang C genannten Gründen unpraktikabel. Daher wird eine Code-basierte Lösung v. Verf. verworfen. Positionsbasierte Verfahren wurden ebenfalls analysiert. Dabei ist der bordseitig ver- wendete DSIGMA-Monitor von besonderem Interesse. Dieser lässt sich allerdings nicht am Boden nutzen, da das Bodensubsystem keine Geschwindigkeitsänderung vollzieht. Die Geschwindigkeitsänderung ist jedoch notwendig, damit sich durch die beiden unter- schiedlichen Zeitkonstanten eine Divergenz aufbaut, die dann detektiert werden kann. Der Divergenzfehler im CCD-Monitor wird gerade durch die Frontgeschwindigkeit erzeugt. Ist diese zu gering, gibt es bodenseitig keine Geschwindigkeit, die die Divergenz erzeugen kann. Ein weiterer Ansatz besteht in der Ausnutzung der Tatsache, dass die Frontgeschwin- digkeit die Geschwindigkeitsdifferenz der ionosphärischen Front und des IPP ist (vF = vfront,true− vIPP ). Die IPP-Geschwindigkeit variiert für einen aufgehenden Satelliten sehr stark. Sie verlangsamt sich stark während der Satellit aufgeht. Aus dem ionosphärischen Bedrohungsmodell ergibt sich, dass vF = const. Es wird folgendes angenommen: = dvFront,true ≠ dvIPPafront,true = aIPP (5.24) dt dt aIPP ist aus der Satellitenbewegung bekannt. D.h. unter der Voraussetzung, dass sich die Frontgeschwindigkeit nicht im selben Maße wie die IPP-Geschwindigkeit ändert, ergibt sich die Möglichkeit abzuwarten, bis die Änderung der IPP-Geschwindigkeit groß genug ist, dass sich eine Erkennbarkeit durch den CCD-Monitor ergeben muss oder sich die Front so weit bewegt hat, dass Bord und Boden die gleiche Ionosphäre „sehen“. Die Zeit, die für das Eintreten dieser Bedingungen gewartet werden muss, lässt sich bestimmen. Nachteilig ist jedoch, dass zuverlässige Kenntnis über die Frontbewegung mit dem Transfer von Schräg- in Vertikalrichtung erforderlich ist, um die Annahme nachzuweisen. Durch den Transfer von der schrägen Sichtverbindung zum Satelliten in die vertikale, ergibt sich auch eine Annahme an die Höhe der Ionosphäre. Die Lage der IPP basiert auf der Annahme einer fixen Höhe, in der sich die gedacht infinitesimal dünne Ionosphäre befindet. Aus diesen Gründen wurde das Verfahren nicht weiter verfolgt. 16Unter Verwendung mehrerer Satellitensignalfrequenzen ändert sich die Situation. Aber für GAST-D ist das (noch) keine Option. 118 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung 5.3 Mehrwegeausbreitung 5.3.1 Bedeutung von Mehrwegeausbreitungseinflüssen beim GBAS CAT-II/III L1 Einflüsse infolge von Mehrwegeausbreitung stellen den größten Anteil am differentialkorri- gierten Schrägentfernungsfehler des GBAS dar. Der Fehler resultiert aus dem zeitverzö- gerten Empfang reflektierter Signale, die sich zeitverzögert mit dem direkt empfangenen Signal überlagern. Der Fehler entsteht im lokalen Umfeld der Antennen an Bord und am Boden. Die Reflexionsumgebungen sind an Bord und Boden unterschiedlich. Daher sind die Fehler an Bord und Boden unterschiedlich und unabhängig voneinander (unkorreliert). Daher sind Fehler infolge von Mehrwegeausbreitung keine differentiellen, sondern absolute Fehler. Ein Fehler in den an das Bordsegment übermittelten Schrägentfernungskorrekturen wird sich daher ohne weitere Abschwächung in der Positionslösung zeigen. Damit stellen Einflüsse aus Mehrwegeausbreitung eine Integritätsbedrohung dar, wenn sie nicht erkannt oder begrenzt werden. Wie in Kapitel 4 dargelegt, ist die Fehlervermeidung der Fehler- erkennung vorzuziehen, da sich so die höchste Systemverfügbarkeit ergibt. Im Hinblick auf Mehrwegeausbreitungsfehler besteht diese Möglichkeit durch Maßnahmen der Orts- aufstellung. Im Rahmen der Entwicklung von GBAS-GAST-C wurden Maßnahmen von der FAA identifiziert, implementiert und verifiziert. Im Ergebnis dieser Arbeiten definierte die FAA Aufstellungskriterien für GBAS-GAST-C-Bodensubsysteme mit Architekturen, die denen eines US-GBAS-Bodensubsystemherstellers entsprechen ([FAA10]). Folgt man diesen Kri- terien, lassen sich Einflüsse infolge von Mehrwegeausbreitung für GAST-C weitgehend minimieren. Die detaillierten Ergebnisse, die zur Definition der Kriterien führten, wurden jedoch nicht veröffentlicht. Mit GAST-D ergeben sich gegenüber GAST-C einige Veränderungen im GBAS-Boden- subsystem, die zu veränderter Empfindlichkeit gegenüber Mehrwegeausbreitungseinflüssen führen. Die Änderungen, die einen Einfluss ausüben, sind die zusätzlichen PRC mit klei- nerer Zeitkonstante der Trägerphasenglättung von 30 s die höhere Integritätsanforderung und kürzere Alarmzeiten. Daneben ist zu beachten, dass keine separaten Integritätsparameter für die 30 s ge- glätteten PRC definiert sind. Das σPR_GND,30 überdeckt die reale Verteilung nicht, es sind keine B30 definiert und die GAD-Anforderung der SARPs [ICA16b] gilt für die 100 s geglätteten PRC. Aus diesen Gründen erfolgte im Rahmen der Entwicklung und Verifikation des hier behandelten GBAS-GAST-D-Bodensubsystems eine detaillierte Analyse der Mehrwege- ausbreitungseinflüsse, die hier zusammenfassend dargestellt sind. Weitere Informationen sind in folgenden Dokumenten des SESAR-Forschungsvorhabens dargelegt. Die allgemei- ne Charakterisierung des Mehrwegeausbreitungseinflusses für GBAS ist in [PLT+13] ent- halten. Die Berücksichtigung des Mehrwegeausbreitungsfehlers im hier untersuchten Bo- densubsystem enthalten [SBK15] und [Sch16]. Die zusammen mit der DSNA und Airbus gewonnenen Verifikationsergebnisse des Bodentestprogramms enthält [LS16a]während die Ergebnisse auf Systemebene in [COK+16]angegeben sind. 5.3 Mehrwegeausbreitung 119 5.3.2 Wirkmechanismen von Mehrwegeausbreitungseinflüssen Wie in Kapitel 4 erwähnt, wird das reflektierte Signal zeitverzögert empfangen. Daneben ist geometrisch um 180◦ versetzt der Diffraktionseinfluss relevant. Durch die Diffraktion an einer Kante wird das Signal gebeugt und erreicht die Antenne mit längerem Signalweg. Wie in [Sch16] und gezeigt wurde, ist der Einfluss vernachlässigbar. Allgemein lässt sich der Mehrwegeeinfluss als Summe des direkten und verzögerten Signals mit Gleichung 5.25 beschreiben: sL1,C/A(t) = A0 cos (ω0t+ φL1)+ AMP cos (ω0(t− τMP ) + (φL1 − φMP ) (5.25) direktesSignal reflektiertesSignal wobei: A0 Am√plitude des direkten Signals entsprechend Gleichung 4.1: = 2PC/AXC/A,k(t)Dk(t) ω0 = 2πf mit fL1 L1 Trägerfrequenz Φ0 Phase des direkten Signals AMP Amplitude des reflektierten Signals tauMP zeitl. Verzögerung des reflektierten Signals φMP Phase des reflektierten Signals Die Auswirkungen im Bodensubsystem sind abhängig von • der Reflektorgeometrie • und der im GBAS Bodensubsystem verwendeten Technologie. Geometrie der Mehrwegeausbreitung Die Mehrwegeausbreitung unterliegt folgenden Gesetzmäßigkeiten (vgl. d. Verf. in [PLT+13] basierend auf Informationen in [Irs08] und [Han01]17): • Snelliussches Brechungsgesetz („Snell’s Law“): Einfallswinkel = Ausfallswinkel, d.h. die Bodenreflektion eines Satelliten mit Elevation von 10° erreicht die Antenne mit einem Winkel von -10°. • Fresnelsche Reflexionszone: Diese definiert die Größe, die ein Objekt haben muss, damit ein relevanter Teil der auftreffenden Signalleistung reflektiert werden kann. D.h. Reflektoren mit einer Fläche Arefl, d√ie kleiner ist, als ein Kreis mit einemRadius von: RFresnel = λL1d (5.26) wobei d der Abstand des Reflektors ist18. Für schräg empfangene Satellitensignale (θ < 90◦) hat die Reflexionszone die Form einer Ellipse mit der großen Halbachse: = Rfresnelafresnel sin (5.27)θ 17Frühe Untersuchungen zum Einfluss der Mehrwegeausbreitung auf GPS-Empfänger wurden im ISAN II Forschungsprogramm durchgeführt und sind in [Dra97] dargelegt. 18Für L5 ergibt sich also eine größere Fresnelzone bzw. bei gleicher Entfernung muss ein Objekt größer sein, um Reflexionen hervorzurufen. Der Unterschied beträgt ca. 25%. 120 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Allerdings können Objekte im direkten Pfad des Satellitensignals, die kleiner als RFresnel sind, Diffraktionseffekte hervorrufen. Die Fresnelzone ist in Abbildung 5.16 gezeigt. • Reflexionskoeffizient: Mit ihm werden die elektromagnetischen Eigenschaften des Reflektors beschrieben. Sie bestimmen wie hoch der Anteil der reflektierten Signal- leistung ist (der Rest wird absorbiert). Hintergründe sind in [Kla06] angegeben. – Materialeigenschaft: Sie wird durch die Permittivität ϵsk und Konduktivität κ des Materials beschrieben. Die komplexe Permittivität ist ϵsr = ϵsk−jκλL1/µr, wobei µr die relative Permeabilität ist. Metalle sind nahezu perfekte Reflekto- ren. Boden und Vegetation schlucken einen Teil der Leistung. Der Reflexionsko- effizient hängt vom Feuchtigkeitsgehalt ab. Damit ergibt sich eine Abhängigkeit von den Umweltbedingungen, die über die Zeit schwanken. – Signalpolarisation: Der Reflexionskoeffizient ist außerdem abhängig vom Ein- fallswinkel und der Polarisation des Signals. GPS-L1-C/A-Signale sind rechts- drehend zirkular polarisiert (Right Hand Circular Polarized, RHCP). Diese können aus den vertikalen und horizontalen Komponenten bestimmt werden: √ = ϵsr sin θ −√ϵsr − cos 2 θ ηv (5.28) ϵsr sin θ√+ ϵsr − cos 2 θ = sin θ −√ϵsr − cos 2 θ ηh (5.29)sin θ + ϵsr − cos2 θ η 1/2RHCP = (ηh − jηv) (5.30) η 1/2RHCP = (ηh + jηv) (5.31) Für Einfallswinkel größer als der Brewster-Winkel erfolgt eine Umkehr der Po- larisationsrichtung zirkular polarisierter Signale. Das reflektierte GPS-L1-C/A- Signal ist für Einfallswinkel größer als der Brewster Winkel Left Hand Circular Polarized (LHCP). Die Polarisationsumkehr des reflektierten Signals ist eine wünschenswerte Eigenschaft, da eine zusätzliche Dämpfung des reflektierten Signals um 3 dB erfolgt. Der Reflexionskoeffizient ist eine winkelabhängige, komplexe Größe. Die Umkehr der Polarisationsrichtung erfolgt also nicht über den gesamten Winkelbereich. Der Brewster Winkel liegt bei min(ηv) vor. Für Winkel kleiner als min(ηv), im Fall der Bodenreflexion also für tiefstehende Satelliten, erfolgt keine Polarisationsumkehr. Für genaue Berechnung muss der komplexe Reflexionskoeffizient verwendet werden. • Rayleigh-Kriterium: definiert die Oberflächenrauigkeit in Abhängigkeit von der Wel- lenlänge. Elektrisch flache Oberflächen reflektieren einen bedeutenden Teil ihrer Energie direkt, während eine raue Oberfläche die Energie in verschiedene Richtungen verteilt. Eine elektrisch raue Oberfläche liegt vor, wenn der mittlere Höhenunter- schied: λ dHRayl > 8 sin (5.32)θ ist19. 19Der Faktor 8 ergibt sich aus der Forderung, dass die Differenz der Phasenwinkel ∆φ < π/8 = 22, 5◦ sein soll. 5.3 Mehrwegeausbreitung 121 Die Geometrie der Mehrwegeausbreitung ist für die relevanten Fälle Bodenreflexion und direkte Reflexion20 in Abbildung 5.8 für einen ebenen Reflektor in der Vertikalebene gezeigt. Zusätzlich wirkt im Fall der direkten Reflexion eine azimutale Komponente. Die geometrischen Bedingungen ergeben sich in ähnlicher Art. LOS DR Direktes Dir,1 Signal LOS: θ Richtung d Refl vom Satellit xionfle ekte Re ir D R Dir,2 D θ LOS -θ ion nref lex Bod e θ DR GND Abbildung 5.8: Geometrische Relationen der reflektierten Signale (ähnliche Darstellungen in [Han01] und [Irs08]) Die Pfadlängenunterschiede ergeben sich aus geometrischen Betrachtungen und sind: • Bodenreflexion (Funktion der Elevation): ∆RGND = 2PCH sin θ (5.33) • Direkte Reflexion (Funktion von Elevation θ und Azimuth ∆ψ): ∆ drefl cos 2θ dreflRdir(θ) =∆Rdir,1 +∆Rdir,2 = cos + cos (5.34)θ θ =2drefl cos θ (5.35) ∆Rdir(∆ψ) =2drefl cos∆ψ (5.36) 20Der Fall kombinierter Reflexion, also erst Reflexion an vertikalem Hindernis und anschließende Re- flexion am Boden, bei der das reflektierte Signal die Antenne mit negativem Elevationswinkel erreicht, ist nicht betrachtet, da der resultierende Fehler für die verwendete Antennentechnologie als klein angesehen wird. -PCH PPCCHH Reflektor 122 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung √ √ und wegen21 |R| = R2√x +R 2 +R2y z, ∆Rdir(∆ψ) = R2√ x +R 2 y und Rz = ∆Rdir(θ): ∆Rdir(θ, ψ) = ∆Rdir(θ)2 +∆Rdir(ψ)2 = 2d cos2 θ + cos2 ψ (5.37) Der kritische Fall ist der der direkten Reflexion. Er tritt ein, wenn für den Höhen- unterschied zwischen Objekthöhe HObj und Phasenzentrumshöhe PCH sowie für die einseitige Breite des Objekts B folgendes gilt: ∆H = HObj − PCH > drefl tan θ und B > drefl tan∆ψ. Die Phase des reflektierten Signals ΦMP ergibt sich Φ 2π 4πMP,GND = ∆RGND = PCH sin θ (5.38) λL1 λL1 Φ 2π 4π √ MP,dir = ∆Rdir(θ,∆ψ) = 2d cos2 θ + cos2 ψ (5.39) λL1 λL1 Die Zeitverzögerung des reflektierten Signals ist = ∆Rdir;GNDτk (5.40) c Damit lässt sich das überlagerte empfangene Signal am Eingang der Antenne wie in [Irs08] darstellen, wobei hier nur eine einzelne Reflexion betrachtet ist: s(t) = Ap(t− τ0)cos(ω0t+ θ0) direktesSignal(LOS) +A αkp(t− τ0 − τMP ) cos(ωt0 + CPrad +∆ΦMP + (∆ωk −∆ω0)t) (5.41) einzelnesMehrwegesignal mit: A Amplitude αk Reflexionskoeffizient p Codesignal τ0 Signallaufzeit des direkten Signals CPrad Trägerphase ω0 = 2πf , mit Trägerfrequenz f ∆ω0 Dopplerverschiebung ∆ωk −∆ω0Dopplerdifferenz zwischen direktem und reflektiertem Signal Gemäß [Irs08] ergibt sich der Phasenfeh(ler mit der Phase d)es reflektierten Signals als: = arctan αk sin∆ΦMPCPMP 1 + αk cos∆Φ (5.42) MP 21Die Darstellung weicht von der verwendeten Literatur ab: in [Han01] wird nur die Vertikalebene be- trachtet, [Irs08] verwendet eine vektorielle Darstellung. Die hier vorgenommene Darstellung in getrennter Vertikal- und Lateralebene berücksichtigt den Raumwinkel nicht korrekt, allerdings lässt sich die vorlie- gende Darstellung im Hinblick auf die Ableitung von Aufstellungskriterien leichter erfassen. Für GBAS typische Reflektorgeometrien ist der Fehler infolge getrennter Betrachtung von Vertikal- und Lateralebene klein. 5.3 Mehrwegeausbreitung 123 Die Amplitude beträgt gemäß [Irs08]√: AMP = A 1 + 2αk cos∆ΦMP + α2k (5.43) Die Gleichungen ergeben sich aus der vektoriellen Addition der Signalkomponenten. Technologieeinfluss auf den Mehrwegeausbreitungsfehler des GBAS Innerhalb des GBAS sind folgende technologische Punkte für den PRC-Fehler relevant: • Antennendiagramm für RHCP und LHCP: Aus diesem ergibt sich das Verhältnis von direktem zu reflektierten Signal (D/U Verhältnis). Das RHCP-Diagramm ist in Abbildung 4.1 gezeigt. Für eine vollständige Beschreibung sind die Reflexionseigen- schaften zu berücksichtigen. • Vorkorrelationsfilter des Empfängers: Die Bandbegrenzung führt zu einer Verrun- dung der Autokorrelationsfunktion (AKF) des PRN-Codes. Die numerische Be- schreibung erfolgt über die Filterübertragungsfunktion. • Korrelatoreigenschaften: Der Chipabstand des Trackingpaares am E-L-Empfänger bestimmt den maximalen Mehrwegefehler. • Code- und Phasenregelschleifen: Diese bestimmen das zeitliche Verhalten der Mehr- wegeausbreitungsfehler. • Zeitkonstante der Trägerphasenglättung: Mehrwegefehler mit einer Frequenz der MP-Schwingung kleiner als der Eckfrequenz des Trägerphasenglättungsfilters wer- den durch diesen nicht gedämpft. • Mittelung über die Antennen des Bodensubsystems: Unterscheidet sich der momen- tane MP-Fehler an den einzelnen Antennen, erfolgt eine Verringerung des Gesamt- fehlers. Das D/U-Verhältnis ergibt sich mit dem Antennendiagramm RHCP und LHCP : D/U = 20 logαp (5.44) |RHCP + LHCP | αp = RHCP + (ηv + jηh)LHCP (5.45) ηv − jηh Der Einfluss des reflektierten Signals auf die Korrelationsfunktion ist in Abbildung 5.9 gezeigt. Die Diskriminatorfunktion lautet: D(∆τ) = A (R(τearly)−R (τlate) cos∆θ) Diskriminatorfkt. ohne MP + Aαp (R(τearly − τMP)−R(τlate − τMP )) MP Diskrfkt. ·cos (∆θ +∆ΦMP + (∆ωMP −∆ω0)t) (5.46) Phaseneinfluss Gleichung 5.46 ist eine vereinfachte Darstellung für kohärente E-L-Empfänger und stellt das Prinzip dar. Für genaue Berechnungen wird die exakte Gleichung unter Kenntnis der 124 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Autokorrelationsfunktion mit Mehrwegefehler für Diskriminatorfunktion mit Mehrwegefehler für verschiedene Verzögerungen des reflektierten verschiedene Verzögerungen des refl. Signals Signals 0.2 1.5 ungestörte ideale AKF Diskriminitaorfkt. AKF mit PKF 0.1 Diskriminitaorfkt. mit MP 1 MP AK gesamte AKF 0 0.5 0 −0.1 MP Fehler −0.5 −0.2 −1 −0.5 0 0.5 1 1.5 2 2.5 −0.1 −0.05 0 0.05 0.1 ∆ τ [chips] ∆ τ [chips] (a) Autokorrelationsfunktion (b) Diskriminatorfunktion Abbildung 5.9: Einfluss des reflektierten Mehrwegesignals auf die L1 C/A Code AKF und Diskriminatorfunktion im Empfänger Empfänger-DLL verwendet. Die Diskriminatorfunktion für verschiedene Verzögerungen des reflektierten Signals ist in Abbildung 5.9 gezeigt. Die Coderegelschleife (DLL) verschiebt die AKF der PRN im Empfänger, bisD(∆τ) = 0. Der resultierende Mehrwegefehler ergibt sich also aus dem Nulldurchgang der Diskri- minatorfunktion. Der Bodenstationsempfänger verwendet einen Chipabstand von ±0, 05 chips, was eine Begrenzung des maximalen Fehlers infolge Mehrwegeausbreitung bewirkt. Trägt man den resultierenden Mehrwegefehler über der Verzögerung des reflektierten Signals auf, erhält man Abbildung 5.10. Darin ist zu erkennen, dass der maximale Fehler abhängig vom Reflexionskoeffizienten begrenzt ist. Es ist ebenfalls zu erkennen, dass ab einer Verzöge- rung von einer Chiplänge der resultierende Fehler sehr klein wird. Es ergibt sich also eine Einhüllende des Mehrwegefehlers (MP Envelope). Im Bereich sehr großer Verzögerungen über 1 chip des reflektierten Signals ergeben sich Unterschiede für den maximalen Schrägentfernungsfehler infolge Mehrwegeausbreitung aufgrund der unterschiedlichen Korrelationseigenschaften des PRN-Codes. Außerhalb des Empfindlichkeitsbereiches des Empfängers wird der Fehler nicht Null, sondern beträgt je nach PRN-Klasse bis ca. 0, 7 m. In Abbildung 5.10 sind auch die Grenzen des Mehrwegefehlers der Trägerphase gezeigt. Der maximal mögliche Fehler liegt bei 4,8 cm (λL1/4) und wird für größere Verzögerungen kontinuierlich kleiner. Unter normalen Betriebsbedingungen stellt der resultierende Mehrwegefehler einen os- zillatorischen Fehler dar, da sich mit der Bewegung des Satelliten die Verzögerung laufend ändert und damit die Phase des reflektierten Signals. Für den Transfer des Mehrwege- fehlers durch das Trägerphasenglättungsfilter muss also eine konkrete Reflektorgeometrie und Satellitenbewegung betrachtet werden. Der Einfluss der Mittelung über die installierten Empfänger des Bodensystems lässt sich mit Gleichung 7.1 in Abhängigkeit von der Korrelation des Mehrwegefehlers darstel- len. AKF D(∆ τ) 5.3 Mehrwegeausbreitung 125 MP Fehler als Funktion der MP Verzögerung Mehrwegefehler der Trägerphasenmessung für verschiedene Reflexionskoeffizienten für verschiedene Reflexionskoeffizienten 40 0.04 α = 0.9999 0.03 α = 0.9 20 |α | = 0,99999 α = 0.8p |α | = 0,9 0.02 p α = 0.7 |α | = 0,75 p 0.01 α = 0.6 0 | | = 0,5 0 α = 0.5 α p α = 0.4 −0.01 α = 0.3 −0.02 α = 0.2 −20 −0.03 α = 0.1 α =0.01 −0.04 α = 0.001 −40 −0.05 0 60 120 180 240 300 360 0 100 200 300 400 500 600 MP Verzögerung [m] τ [m] (a) MP-Grenzen in Abhängigkeit vom (b) Grenzen des Trägerphasenmehrwegefehlers Reflexionskoeffizient Abbildung 5.10: Mehrwegefehler über Verzögerung des Mehrwegesignals für PRN-Klassen und Phasenmehrwegefehler für verschiedene Reflexionskoeffizienten Mit Annahmen an die Größe des nominalen Fehlers RMSPR_GND (nicht überdeckt), an die Wahrscheinlichkeit des Auftretens anomaler Fehlerbedingungen und Annahmen an die Wahrscheinlichkeit der fehlerfreien Funktion der verbleibenden Referenzempfänger lässt sich so Abbildung 5.11 gewinnen. Der nominale Fehler addiert sich zum Mehrwege- fehler, daher fallen die Kurven für größer werdende RMSPR_GND ab. Die untere Grenze ergibt sich entsprechend der vereinfachten GAST-D-Betrachtung, für die hier ein maxi- mal zulässiger Fehler von 1,6 m angesetzt ist. Dieser Fall gilt, wenn der Mehrwegefehler zwischen den Antennen voll korreliert wäre. Für den Fall, dass der Mehrwegefehler völ- lig unkorreliert ist, vier Antennen im Bodensubsystem installiert sind, die nahezu immer normal arbeiten und die Wahrscheinlichkeit für das Auftreten eines anomalen Mehrwege- fehlers Papriori1 · 10−4 beträgt, ergibt sich der höchste tolerierbare Mehrwegefehler. Bedrohungsparameter für den Mehrwegefehler Mögliche Reflektoren am Flughafen können statisch (nicht ortsveränderlich) oder dy- namisch (ortsveränderlich) sein. Statische Objekte sind z.B. der Boden im GPS-Antennen- umfeld, Gebäude am Flughafen (inkl. des Shelters) oder Vegetation. Dynamische Objekte sind z.B. Flughafenfahrzeuge oder Flugzeuge. Damit ergibt sich die Bedrohung der Integrität durch Mehrwegeausbreitung für eine gegebene Bodenarchitektur aus der Reflektorgeometrie, mit • Entfernung drefl, • Größe Arefl, • Form des Reflektors22, • Reflexionskoeffizient αrefl und • Geschwindigkeit vrefl 22Diese lässt sich über die Krümmung γ/b, also den Zentriwinkel durch Bogenmaß des Kreissegments beschreiben. MP Fehler [m] ∆ Φ [m] MPE 126 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Maximal tolerierbarer PRC Fehler in Abhängigkeit der Anzahl funktionierender (M) & fehlerhafter (M ) Referenzempfänger f -5 -4M = 2 (P = 1⋅10 ) & M = 1 (P = 1⋅10 ) 6.5 apriori f apriori-9 => P = 1⋅10 risk -2 -4 6 M = 3 (P = 1⋅10 ) & M = 1 (P = 1⋅10 )apriori f apriori-6 => P = 1⋅10 risk -4 5.5 M = 4 (P = ~1) & M = 1 (P = 1⋅10 )apriori f apriori -4 -5 => P = 1⋅10 => P = 1⋅10 risk md -5 -6 5 M = 2 (P = 1⋅10 ) & M = 2 (P = 1⋅10 )apriori f apriori -11 => P = 1⋅10 risk 4.5 -2 -6M = 3 (P = 1⋅10 ) & M = 2 (P = 1⋅10 ) apriori f apriori -8 -1 => P = 1⋅10 => P = 1⋅10 risk md 4 -9M = 4 (P = ~1) & M = 3 (P = 1⋅10 ) apriori f apriori -9 => P = 1⋅10 risk 3.5 -2 -9M = 3 (P = 1⋅10 ) & M = 3 (P = 1⋅10 ) apriori f apriori -11 => P = 1⋅10 risk 3 -9 M = 4 (P = ~1) & Mf = 3 (P = 1⋅10 ) apriori apriori -9 => P 1⋅10 risk 2.5 -12 M = 4 (P = ~1) & M = 4 (P = 1⋅10 ) apriori f apriori -12 => P = 1⋅10 2 risk untere Grenze des RMS (M=1) PR_GND obere Grenze des RMS (M=1) 1.5 PR_GND 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 (All risken bezogen auf Länge eines Anflugs (150 s) RMS [m] PR_GND Abbildung 5.11: Maximal tolerierbarer (MP) Fehler für verschiedene Anzahl funktionierender und fehlerhafter Referenzantennen und Annahmen zum Risiko des Auftretens eines Fehlers als charakterisierende Größen. Eine Betrachtung größtmöglicher Fehler ergibt sich, wenn ein metallisches, statisches Objekt als Reflektor angenommen wird. Die Form lässt sich vereinfachen, indem korri- gierte Abmessungen (äquivalente Fläche mit Krümmung Null) gesetzt wird23, so dass sich das Bedrohungsraummodell anhand von drefl und Arefl,korr ergibt. 5.3.3 Modellierung der Mehrwegeausbreitungseinflüsse Mit den zuvor gemachten Angaben lässt sich der Mehrwegefehler im GBAS modellieren. In Abbildung 5.12 ist das simulierte Verhalten der im Prototypen verwendeten Refe- renzantenne (MLA-GAD-C-Typ), gegenüber einer dem Stand der Technik entsprechenden Choke-Ring-Antenne (GAD-B-Typ) gezeigt. Damit wird deutlich, dass mit einer MLA-Antenne die Bodenreflexion keine Integri- tätsbedrohung darstellt und nur im nominalen Fehleranteil zu berücksichtigen ist. Für weitergehende Analysen wird die Satellitenbewegung anhand von Bahndaten be- rechnet. Mit den so bestimmten Elevations- und Azimutwinkeln und bekannter Anten- nenaufstellung lassen sich detaillierte Analysen vornehmen. Im zeitlichen Verlauf der Mehrwegefehler ist das oszillierende Verhalten deutlich sicht- bar. Für niedrige Elevationswinkel (kleine Zeiten und Zeitpunkte am Ende des Dia- gramms) treten auch kleine Mehrwegeausbreitungsfehler auf. Diese werden für höhere Ele- vationswinkel größer. Dieses Verhalten weicht grundsätzlich von konventionellen GNSS- Antennentypen ab. Konventionelle Antennen weisen den größten Mehrwegefehler bei tie- 23Mit dieser Vereinfachung muss jedoch beachtet werden, dass die Reflektionsgeometrie verändert wird, d.h. die Satellitenbeobachtungswinkel müssen verzerrt werden PRCE =f(M, M ) [m] tolerable f 5.3 Mehrwegeausbreitung 127 D/U−Verhältnisse für GAD B & GAD C Ref.−Antenne Größtmögliche Fehler aufgrund Bodenreflexion inkl. ko− und kreuzpolarer Komponenten für GAD B & GAD C Ref.−Antenne/−Empfänger 80 Simulation inkl. ko− und kreuzpolarer Komponenten 20 70 GAD C 18 Süsswasser 60 GAD B 16 Meerwasser 50 14 feuchter Boden 40 12 typischer Boden Kalkstein 30 10 Ziegel 8 20 GAD B dürrer Boden 6 GAD C 10 Glas 4 0 2 −10 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 θ [°] θ [°] (a) D/U Verhältnisse (b) maximaler Fehler aufgrund der Bodenreflexion Abbildung 5.12: Vergleich der D/U Verhältnisse und der maximalen Fehler aufgrund der Bodenreflexion für die GAD-C-GBAS-GAST-D-Bodensubsystemantenne (MLA-Typ) und eine GAD-B-Choke-Ring-Antenne Simulierter Code− und Phasenmehrwege− Simulierte Amplitudenspektren der ausbreitungsfehler, GBAS GAST D, RRA −3x 10 Code− und Phasenmehrwegeausbreitungsfehler 0.2 5 Simuliert für Toulouse, PRN29, Rechteckfenster 50 ε code ε phase 0 0 0 −50 f e, T=100 s ε ε −100 mp, code mp, phase fe, T=30 s −0.2 −5 0 0.5 1 1.5 2 2.5 −4 −3 −2 −1 0 10 10 10 10 10 t [s] 4x 10 f [Hz] (a) Zeitlicher Verlauf (b) Amplitudenspektrum Abbildung 5.13: Zeitlicher Verlauf des simulierten Code- und Phasenmehrwegeausbreitungsfehlers, Toulouse, PRN29 fen Elevationswinkeln auf. Das Verhalten der GAST-D-Antenne ist durchaus bevorzugt24, da die meisten Satelliten bei tiefen Elevationswinkeln empfangen werden. Im Amplitudenspektrum des Code- und Phasenmehrwegeausbreitungsfehlers, das in 5.13 gezeigt ist, wird deutlich, dass der Mehrwegefehler in der Simulation ein ausgepräg- tes Tiefpassverhalten zeigt. Für den Codefehler ergibt sich ein PT1-, für den Phasenfehler ein PT2-Verhalten. Die Eckfrequenz des Mehrwegefehlers liegt zwischen den Eckfrequen- zen der Trägerphasenglättungsfilters. D.h. die Trägerphasenglättung bewirkt nahezu keine Verringerung des nominalen Mehrwegefehlers. Für die trägerphasengeglätteten PRC wird das Spektrum des Phasenmehrwegefehlers bestimmend, da die Codemessung stark abge- 24Ideal wäre keine Variation der Stärke der Mehrwegefehler über den Elevationswinkel. ε [m] mp, code D/U ratio [dB] ε [m] mp, phase A [dB] ε [m] y MP−max 128 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung wertet wird, wie in Kapitel 4 dargestellt. Allerdings muss im Hinblick auf das Spektrum der PRC der thermische Rauschanteil berücksichtigt werden, der als weißes Rauschen angenommen wird. Simulierter Code−Mehrwegeausbreitungsfehler; Simulierter CP−Mehrwegeausbreitungsfehler; Bodenreflexion; GBAS GAST D Referenzantenne & Bodenreflexion; GBAS GAST D Referenzantenne & −Empfänger; PCH = 2 m; PRN−Typ normal −Empfänger; PCH = 2 m, PRN−Typ: normal 3 5 Wasser Wasser 2.5 Meerwasser Salzwasser 4 feuchter Boden Feuchter Boden 2 typischer Boden Typischer Boden Kalkstein 3 Kalkstein 1.5 Ziegel Ziegel trockener Boden Trockener Boden Glas 2 Glas 1 1 0.5 0 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] θ [°] (a) Code (b) Trägerphase Abbildung 5.14: Simulierter Mehrwegeausbreitungsfehler der Code- und Trägerphasenmessung aufgrund der Bodenreflexion an einer einzelnen GBAS-Referenzantenne Wird zusätzlich der thermische Rauschanteil und gegebenenfalls der Anteil infolge diffuser Mehrwegeausbreitung bestimmt sowie das Trägerphasenglättungsfilter berück- sichtigt, lassen sich so Aussagen zu den bestimmenden Größen des σ 25PR_GND treffen . Für Analysen im Zusammenhang mit der Ortsaufstellung ist die vollständige Model- lierung der Mehrwegeausbreitung bzw. die vollständige Simulation der Umgebung meist nicht notwendig. Für Analysen in diesem Zusammenhang wurde zuerst für das MLS ein parametrisches Modell entwickelt, das für GBAS GAST-C angepasst wurde und in [Lop04] beschrieben ist. D. Verf. hat das Modell für GAST-D durch zusätzliche Berücksichtigung der 30 s Trägerphasenglättung erweitert und an den A380 als größtes berücksichtigtes Objekt angepasst. Das Modell basiert auf der Bestimmung verschiedener Dämpfungsfaktoren unter Be- rücksichtigung des Größen-Krümmungsfaktors, des Reflexionsfaktors (Materialeigenschaf- ten), einem Faktor zur Berücksichtigung des Antennendiagramms und der Polarisation, einem Empfängerfaktor (Einhüllende des Mehrwegefehlers), einem Faktor zur Berücksich- tigung der MP-Frequenz und Faktoren zur Berücksichtigung der DLL und des Trägerpha- senglättungsfilters. Dabei verwendet Lopez in [Lop04] die Begriffe „Critical Zone“ für den Bereich, in dem 25Der diffuse Anteil hängt von der Bodenunebenheit ab und lässt sich über das Rayleigh-Kriterium beschreiben. Der Einfluss zeigt sich für Elevationswinkel oberhalb von 60°, wenn der Untergrund mit Steinbrocken unebenen gemacht wird und bei tiefen Elevationswinkeln, wenn der Auftreffpunkt der Re- flexion außerhalb der MP-Einhüllenden liegt. In der Simulation ließe sich das über einen zusätzlichen Rauschprozess berücksichtigen. Bei hohen Elevationswinkeln verringert sich der Mehrwegefehler durch den diffusen Anteil. Für eine konservative σPR_GND Ableitung wird der Anteil bei hohen Elevationswin- keln nicht berücksichtigt. Der Anteil bei tiefen Elevationswinkeln ergibt sich als zusätzlicher Anteil. Wie aus dem Vergleich der Ergebnisse in Kapitel 7 hervorgeht, ist er jedoch sehr klein und daher vernachläs- sigbar. ε [m] MP−max MP [mm] CP 5.3 Mehrwegeausbreitung 129 die MP-Verzögerung < 308 m ist. In Abbildung 5.10 stellt das den Bereich innerhalb der Einhüllenden dar. Er verwendet den Begriff „Sensitive Zone“ für den sich ergebenden Bereich, in dem ein Objekt einen relevanten MP-Fehler hervorruft. Die sich für GAST-D ergebenden Ergebnisse mit dem angepassten Modell sind in 5.16 dargestellt. Zum Vergleich mit [Lop04] sind die Ergebnisse unter Berücksichtigung der B747 ebenfalls abgebildet. RMS of CMC vs. elevation angle multipath 0.5 CMC filtered-30 0.45 CMC filtered-100 0.4 CMC unfiltered 0.35 0.3 0.25 0.2 0.15 0.1 0.05 0 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 Elevation [°] Abbildung 5.15: Simuliertes RMSPR_GND einer Antenne In Analogie zu den Anforderungen an maximale Schrägentfernungsfehler in Abschnitt 3.3.2 lässt sich als Vorgabe festlegen, dass der 30 s geglättete PRC Fehler 1,4 m an einer einzelnen Antenne nicht überschreiten darf um die Integrität sicherzustellen. Das ist konservativ: • da zusätzlich über die Antennen des Bodensubsystems gemittelt wird und sich dabei der Fehler einer einzelnen Antenne verringert und • an Bord die Differenz der 30 s und 100 s geglätteten PRs zusätzlich überwacht wird (R-DSIGMA Monitor und DL und DV Werte der xPL). Um eine Integritäts- verletzung herbeizuführen müssten also die PRC beider Glättungszeitkonstanten fehlerhaft sein. Damit ergibt sich für den Schutz der 30 s geglätteten Schrägentfernungsfehler ein minimaler Abstand von 180 m. Der minimale Abstand zum Reflektor zum Schutz der 100 s PRC beträgt 155 m. Aus dem Aufstellungsmodell ergibt sich unter konservativer Betrachtung eine Vergrö- ßerung der Referenzantennenschutzbereiche für GAST-D. Die FAA hat für GBAS GAST- C Schutzbereiche (Local Obstacle Consideration Area, LOCA ) in [FAA10] definiert, die in Anhang E gezeigt sind. Am Flughafen Toulouse / Blagnac wurden umfangreiche MP-Tests durchgeführt. Ein Aspekt war zu prüfen, ob diese Vergrößerung tatsächlich notwendig ist. Die Ergebnisse und Schlussfolgerungen sind in Kapitel 7 angegeben. RMS ; σσσσ [m] MPRES PRGND 130 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Radius eines Reflektors mit dem Potential GPS Resultierender MP Fehler an einer einzelnen GBAS Antenne aufgrund von L1 MP−Fehler hervorzurufen über dem Abstand; Signalreflexion am Seitenleitwerk 14 1.5 B 747 (100 s) − innerhalb MP Einhüllenden 12 B 747 (100 s) − außerhalb MP Einhüllenden A 380 (100 s) − innerhalb MP Einhüllenden 10 A380 (100 s) − außerhalb MP Einhüllenden 1 A380 (30 s) − innerhalb MP Einhüllenden 8 ca. Bereich A380 (30 s) − außerhalb MP Einhüllenden der GAST D B−Wert Grenze des MP Fehlers an einer einzelnen 6 Die Fresnelzone kann genutzt werden, Monitore Antenne für 30 s CCS (Integritätsbedingung) um abzuschätzen, ob ein Objekt groß genug ist (Radius) um MP Fehler 0.5 4 hervorzurufen Maximaler direkter MP an einer einzelnen Antenne für 30 s CCS (Kontinuitätsbedingung) Die resultierende Parabel beschreibt 2 Punkte gleicher MP−Verzögerung Maximaler direkter MP an einer einzelnen Antenna für 100 s CCS (Kontinuitätsbedingung) 0 0 0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 Abstand Reflektor − Antenne [m] Abstand [m] (a) Fresnelzone (b) Mehrwegeausbreitungsfehler Abbildung 5.16: Fresnelzone und Mehrwegeausbreitungsfehler der verschiedenen betrieblich relevanten Reflektoren über der Entfernung, bestimmt mit dem angepassten Modell Simulierter Mittelwert und Standardabweichung (infolge Winkelvariation durch die Satellitenbewegung) der Frequenz der Mehrwegeoszillation über der Distanz zum Reflektor 1 σ f_MP Steigende Elevation 0.1 µ f_MP Steigende 2 ⋅ f 30 s CCS Elevation 0.01 2f ⋅ f100 s CCS 30 s CCS f 30 s CCS f 100 s CCS 0.001 10 100 1000 Distanz [m] Abbildung 5.17: Simulierte Standardabweichung und Mittelwert der Frequenz der Mehrwegeoszillation 5.3.4 Modellierung der statistischen Eigenschaften Der Mehrwegefehler (Mehrwegeeinfluss am Empfängerausgang) stellt prinzipiell ebenfalls ein deterministisches Signal über der Zeit dar. Allerdings variieren Amplitude und Pha- senlage. Das trifft insbesondere zu, wenn mehrere Satelliten zeitgleich betrachtet werden. Der Fehler der Positionslösung ergibt sich aus einer gewichteten Mittelung über alle Satel- liten. Zusätzlich variieren die Antennendiagramme der MLA für negative Elevationswinkel zwischen den Antennen, so dass sich eine zusätzliche stochastische Größe ergibt. Daher resultieren quasi-stochastische Eigenschaften. Die Verteilung der Mehrwegeausbreitungs- fehler ergibt sich aus zufälliger Variation der Verzögerungen. Um jedoch zu zuverlässigen Aussagen zu kommen, soll die Variation der Verzögerungen den betrieblichen Gegebenhei- ten entsprechen. Daher sollen zwei Verteilungen bestimmt werden, wobei die Verteilung für den nominalen Fall ohne direkte Reflexion die bedeutendere darstellt. Aus ihr ergibt sich wie groß der Inflationsfaktor zum Gewinnen des σPR_GND sein muss. Reflektorgröße, Radius [m] Frequenz [Hz] E [m] R MP 5.3 Mehrwegeausbreitung 131 Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Normalverteilung, K =1.01; σ =0.048646 inf ovb Normalverteilung, K =1.4641; σ =0.3022 2 inf ovb 10 NV(Daten) NV(Daten) 0 10 H(Daten) H(Daten) PDF 1 PDF OVB 10 OVB −2 10 0 10 −4 10 −1 10 −0 .15 −0.1 −0.05 0 0.05 0.1 0.15 −1.5 −1 −0.5 0 0.5 1 1.5 σ σ (a) MP durch Bodenreflexion, einzelner Satellit und (b) Ungeglätteter PRC Fehler einzelne Referenzantenne Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Normalverteilung, K =1.21; σ =0.072965 Normalverteilung, K =1.21; σ =0.072965 2 inf ovb 2 inf ovb 10 10 NV(Daten) NV(Daten) H(Daten) 110 H(Daten) PDF PDF 0 OVB OVB 10 0 10 −1 10 −2 10 −2 10 −4 −3 10 10 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 σ σ (c) 30 s geglätteter PRC-Fehler (d) 100 s geglätteter PRC-Fehler Abbildung 5.18: Wahrscheinlichkeitsdichten des simulierten PRC-Fehlers Aus den Abbildung 5.18 ist erkennbar, wie der Mehrwegeausbreitungsfehler die Wahr- scheinlichkeitsdichten gegenüber einer Normalverteilung modifiziert. Wie den Abbildungen zum maximalen Mehrwegeausbreitungsfehler in Kapitel 7 ent- nommen werden kann, kann der Fehler sehr große Werte annehmen. Der Fall mit direkter Reflexion stellt also einen fehlerhaften Betriebszustand dar und wird als anomaler Zu- stand angesehen. Für diese Zustände sind geeignete Gegenmaßnahmen zur Erkennung zu treffen. Die Verteilung der Reflektoreigenschaften lässt sich daher nicht allgemeingültig angeben. 5.3.5 Maßnahmen zur Berücksichtigung der Mehrwegeausbreitung im Bodensubsystem Maßnahmen zum Schutz vor Mehrwegeausbreitungseinflüssen Die Maßnahmen im Bodensubsystem umfassen: PDF [−] PDF [−] PDF [−] PDF [−] 132 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung • Antennentechnologie: Die MLA-Antenne begrenzt Mehrwegefehler infolge der Bo- denreflexion und für Objekte mit einer Elevation unter 3°. • Empfängertechnologie: War im Hinblick auf hochfrequente Störungen eine schma- le Bandbreite des Vorkorrelationsfilters vorteilhaft, ist genau das Gegenteil für den Mehrwegeausbreitungsfehler zutreffend. Das Vorkorrelationsfilter verrundet die AKF und führt zu erhöhten Mehrwegeausbreitungsfehlern. Mit geringem Abstand des Korrelatorpaares eines E-L-Empfängers zur Laufzeitbestimmung kann der maxi- mal mögliche Mehrwegeausbreitungsfehler begrenzt werden. Allerdings sinkt damit auch die Robustheit gegenüber dynamischen Einflüssen und die Wahrscheinlichkeit für Phasensprünge steigt. Bis zu einem Chipabstand von 0,1 chip verringert sich auch die Verzögerungszeit, bis zu der der Empfänger empfindlich ist. Für kleinere Chipabstände wird nur noch der maximale Fehler begrenzt.26 • Ortsaufstellung mit den Parametern: – Antennenabstand zu Objekten: Aus den Grenzen der Codeempfindlichkeit folgt, dass zu statischen Objekten ein Abstand von chip/2 ≈ 155m eingehalten wer- den soll, wenn sie groß genug sind. Die Größe ergibt sich anhand der Frensnel- Gleichung 5.27. – Phasenzentrumshöhe der Antenne: Mit MLA-Antenne ergibt sich eine geringe Variabilität des Fehlers durch die Bodenreflexion mit der Phasenzentrumshöhe. Im Vergleich zu konventionellen Antennen liegt der Bereich der erhöhten Emp- findlichkeit im Bereich hoher Elevationswinkel der Satelliten (> 60◦). Für diese hohen Elevationswinkel liegt der Auftreffpunkt der Bodenreflexion nahe an der Antenne (< 5 m, ergibt sich aus PCH/ tan θ). Daher können Maßnahmen der Untergrundbehandlung getroffen werden. Bei der zum Vergleich analysierten Choke-Ring-Antenne liegt der Bereich der hohen Empfindlichkeit bei tiefen Elevationswinkeln. Dennoch ist insgesamt eine möglichst geringe Phasenzen- trumshöhe vorteilhaft. – Abstand zwischen den Antennen: Er soll so gewählt sein, dass der Mehrwege- fehler einer eventuell auftretenden direkten Reflexion an einer Antenne nicht auch an einer anderen Antenne auftreten kann. Ist die Bedingung erfüllt, dass der Abstand zu reflektierenden Objekten groß genug ist, kann im Normalfall kein Fehler infolge reflektierter Signale auftreten. • Definition des nominalen Restfehlers der PRC: Die Definition des σPR_GND für die Trägerphasenglättung mit 100 s erfolgt unter Berücksichtigung der auftretenden Fehler im Nominalfall. Dazu folgen nachstehend einige Angaben zu einem neuen Ansatz zu dessen Bestimmung. • Statisches Maskieren: Ist eine Maßnahme, wenn eine Aufstellung mit ausreichendem Abstand zu störenden Objekten nicht möglich ist. • Fehlerüberwachung / Monitoring: Dieses dient der Erkennung anomaler Zustände, wenn also trotz sorgfältiger Aufstellung und Einrichtung des Bodensubsystems den- noch direkte Reflexionen Mehrwegeausbreitungsfehler hervorrufen. Für die konkrete 26Andere Korrelatoren, wie „Double-Delta“ werden hier nicht betrachtet, da i.d.R. andere Nachteile resultieren. 5.3 Mehrwegeausbreitung 133 Definition eines Erkennungsverfahrens ist zu beachten, dass keine zeitlich konstan- te Verschiebung des Mittelwertes erfolgt. Insbesondere für die Wiederaufnahme- kriterien nach Abklingen einer Störung muss darauf geachtet werden, den Satel- lit/Empfänger nicht zu früh zur Gewinnung der PRC wieder zuzulassen. Mögliche Verfahren bestehen i.d.R. aus einer Kombination verschiedener Maßnahmen, darun- ter: Auswertung der B-Werte (direkte B-Wert-Überwachung und Varianzschätzung der B-Wertverteilung). Dabei ist zu beachten, dass für GAST-D keine B30-Werte vorgeschrieben sind, das Bodensubsystem sollte diese jedoch intern zur Fehlererken- nung bestimmen, um eine zeitgerechte Erkennung sicherzustellen. Der verzögernde Einfluss der Trägerphasenglättung, bis zum Aufbau eines Fehlers im B-Wert muss berücksichtigt werden. Insbesondere für GAST-D ist es vorteilhaft eine dezidier- te Überwachungsfunktion anhand von (ungeglätteten) Messgrößen des Empfängers umzusetzen, da sich so trennen lässt, ob ein bestimmter Einfluss empfängerseitig bereits vorhanden ist oder in der internen Datenverarbeitung erzeugt wurde. Unter GAST-D sollte wegen der höheren Kontinuitätsanforderung zuerst der Ausschluss des Empfängers (bzw. der Daten eines Satelliten eines Empfängers) erfolgen, bevor ein Satellit ausgeschlossen wird. Ein (proprietäres) Verfahren dazu wurde im Rah- men der Entwicklung und Validierung des hier beschriebenen Prototypen v. Verf. entwickelt. • Betriebsverfahren: Um die betrieblichen Vorteile des GBAS sicherzustellen, sollten betriebliche Verfahren, die Einfluss auf Flugzeugbewegungen haben, vermieden wer- den. Wie im Beispiel in [FAA10] dargestellt, können z.B. das Einholen von Freigaben zum Passieren etc. Möglichkeiten sein, wenn andere Möglichkeiten, insbesondere An- tennenaufstellung mit ausreichendem Abstand, nicht möglich sind. Neuer extremwertbasierter Ansatz zur Bestimmung des σPR_GND Das σPR_GND,D ist ein Parameter, der dem Nutzer über den Datenrundfunk im MT11 übermittelt wird, den Anteil des Bodensubsystems am differentialkorrigierten Schrägent- fernungsfehler beschreibt und für die Bestimmung der xPL verwendet wird. Die sich mit dem σPR_GND,D ergebende Normalverteilung muss die Verteilung des rea- len Fehlers überdecken. Der auch v.Verf. angewandte Ansatz gemäß [SB00] und [SPPE02] besteht darin, alle Einflussgrößen zu bestimmen und über Schutzfaktoren zu berücksich- tigen. Die einzelnen Faktoren in [SPPE02] berücksichtigen: • Faktor zur Berücksichtigung von Abweichungen von der Normalverteilung: Kovb • Separater Faktor zur Berücksichtigung kleiner Mittelwertverschiebungen: KNZM • Faktor zur Berücksichtigung der Anzahl unabhängiger Samples: Kn_s • Korrelationsfaktor: KR • Die jahreszeitliche Variation: Kα Dieser Ansatz ist konservativ, führt deswegen aber zu vergleichsweise hohen Schutzfakto- ren. Die Langzeitbeobachtung ermöglichte es, alternative Verfahren der Bestimmung des σPR_GND zu prüfen. Extremwertbasierte Verfahren werden nach Kenntnis d.Verf. für GBAS bislang nicht angewendet. Im Rahmen dieser Arbeit wird untersucht, inwiefern diese Verfahren für die GBAS-Bewertung zur Anwendung kommen können. 134 Analyse der Einflüsse durch Ionosphäre und Mehrwegeausbreitung Extremwertschätzer basieren auf Anpassungen geeigneter Verteilungen an die Beob- achtungen. Nach [Res07] und [CGL13] lassen sich grundsätzlich zwei extremwertbasier- te Vorgehensweisen identifizieren: die Anzahl extremer Beobachtungen (Blockmaximum) oder die Definition eines Schwellwertes und Verwendung aller Werte größer als der Schwell- wert (Peak over Threshold, POT). In [OIV+14] wird ein SW-Tool vorgestellt, mit dem für SBAS-EVT-Bewertungen der Randbereiche der xPL-Verteilung gemacht wurden. Das darin beschriebene Tool liegt nicht vor, das beschriebene generelle Vorgehen lässt sich jedoch als Grundlage für die hier angewandte Randbereichsbewertung in der Schrägentfernungsebene verwenden. Das Vorgehen ist grob wie folgt: • Aus gemessenen Randbereichsverteilungen werden Fit-Parameter für Verallgemei- nerte Pareto-Verteilungen (Generalized Pareto Distribution, GPD) bestimmt. • Der Randbereich wird als Bereich oberhalb eines Schwellwertes festgelegt - es han- delt sich also um ein POT-Verfahren. Der Schwellwert ergibt sich aus dem mittleren Exzess • Bootstrapping: Wiederholtes Ziehen (mit Zurücklegen) von Samples aus dem Rand- bereich und Anpassung der GPD-Parameter an die sich aus dem Subset ergebende Verteilung. • Für die in dieser Arbeit dargestellte Untersuchung erfolgte das Bootstrapping für ein Konfidenzintervall von 1 · 10−5, da dieser Wert der geforderten Empfängerfehlerrate entspricht. • Bewertung der Randbereichsverteilungen. Mit der GPD-Modellierung erfolgt eine Extrapolation über den gemessenen Verlauf hinaus. Die Gültigkeit der Extrapolation von Verteilungsfunktionen muss natürlich kritisch gesehen werden. Wird der Bereich in dem extrapoliert wird, jedoch nicht zu groß gewählt (etwa ein bis zwei Größenord- nungen), lässt sich zumindest ein Gefühl dafür entwickeln, in welche Richtung die Randbereiche tendieren und ob die überdeckende Verteilung korrekt gewählt wurde. Wie in den Beispielen gezeigt wird, lässt sich tatsächlich gegenüber der ausschließ- lichen Betrachtung der empirischen CDF eine erweiterte Aussage treffen. Die GPD-Funktion ist gegeben⎧du(rch ([CGL13]):⎨ (1− (1 + γ) )x−µ)−1/γ⎩ γ ̸= 0GPD(x) = σ (5.47)1− x−µe− σ γ = 0 Für γ < 0 ist die Verteilungsfunktion begrenzt, für γ > 0 unbegrenzt ("heavy tail"). Eine Überdeckung ist nur bis zu einem bestimmten Niveau möglich. Für γ = 0 ergibt sich eine Exponentialverteilung. Dieses Verfahren wurde für die Analyse der CMC-Verteilungen verwendet. Dabei wird für die sich aus dem Bootstrapping ergebende Kurvenschar die überdeckende CCDF be- stimmt. Der sich aus der Überdeckung ergebende Faktor kinf kann Basis der σPR_GND,D Ableitung sein. Allerdings müssen die Kriterien der Schwellwertbestimmung für die De- finition des Randbereiches klar definiert werden. Derzeit liegen diese noch nicht vor. Die Ergebnisse der Analyse sind in Kapitel 7 dargestellt. Kapitel 6 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 6.1 Definition des Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 6.1.1 Ansatz der Trennung zwischen Algorithmenvalidierung und Implementierungsveri- fikation Für den Nachweis der Leistungsfähigkeit, speziell der Integrität, ist für alle auftretenden Fehler entsprechend der Bedrohungsmodelle zu zeigen, dass die resultierenden differentiel- len Fehler kleiner als die als zulässig abgeleiteten Grenzwerte sind. Eine alleinige Verifika- tion im Dauerbetrieb ist nicht möglich, da bestimmte Fehler nur selten auftreten1. Diese stellen dann Einzelereignisse dar, von denen nicht auf die Grundgesamtheit der möglichen Fehler zurückgeschlossen werden kann. Für den messtechnischen Nachweis der Integrität in der Größenordnung von 10−9/15 s ergäben sich sehr lange Beobachtungszeiträume2. Damit ergibt sich das Problem, dass die entsprechende Nachweisführung mit imple- mentierten Verfahren sehr aufwändig wird. Der gesamte Bedrohungsraum jedes einzelnen Fehlerfalls müsste vollständig getestet werden. Die entsprechenden Tests mit implemen- tierten Verfahren würden also die Hardware, Software und den Algorithmus (Systemtest) beinhalten. Speziell bei Monitoren ist es so, dass das System am festgelegten Schwellwert eine Reaktion zeigen soll. Die Monitorgröße ist jedoch nicht der differentielle Fehler, son- dern die spezifische Testmetrik, die funktional mit dem differentiellen Fehler verbunden ist. Allerdings kann diese funktionale Beziehung sehr komplex sein. Daher ergibt sich bei Systemtests die Frage, ob der eingestellte Schwellwert, ab dem die Reaktion erfolgt, kor- rekt ist. Da der differentielle Fehler begrenzt werden muss, ist jede bordseitige Architektur zu berücksichtigen, was vollständige Systemtests (kombiniertes Bord- und Bodensystem) praktisch ausschließt3. Daher sieht der hier verfolgte Ansatz vor, den Nachweis der Leistungsfähigkeit aufzu- spalten in den • Nachweis, dass die Algorithmen in der Lage sind, maximale differentielle Fehler auf festgelegte maximale Werte zu begrenzen, ohne die Verfügbarkeit unzulässig einzuschränken und den • Nachweis, dass die Algorithmen korrekt im System implementiert sind. Die Algorithmenverifikation liefert dann den Nachweis, dass die für einen bestimmten Fehlerfall im Bodensubsystem angewandten Verfahren den differentiellen Fehler für alle 1Satellitenfehler treten z.B. theoretisch etwa einmal pro dreiviertel-Jahr auf, wenn man eine MTBF von 5500 h der Satelliten gemäß GPS SPS,[US08] zugrunde legt 2476 Jahre für vollständig unabhängige Samples. 3Auch wenn Tests mit jedem möglichen Bordsubsystem praktisch nicht möglich sind, ist es hilfreich, Tests im Zusammenspiel von Bord- und Bodenkomponenten durchzuführen. Diese dienen dann dem Nachweis der korrekten Modellierung des Systemverhaltens für die gegebenen Implementierungen. 135 136 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit bordseitigen Architekturen begrenzen. Damit ist dann auch gezeigt, dass die Monitor- schwellen korrekt sind. Mit Tests auf Subsystemebene ist es dann hinreichend zu zeigen, dass bei Vorhanden- sein eines Fehlerzustandes eine korrekte Systemreaktion erfolgt. Bei exekutiven Monitoren ist das das Abschalten der PRC des Satelliten, des Empfängers oder anderen fehlerhaften Komponente. Es muss also für repräsentative und kritische Parameterwerte aus dem Be- drohungsraum getestet werden, dass die korrekte Reaktion erfolgt, d.h. i.d.R. die Reaktion an der Monitorschwelle, wenn die Monitortestmetrik den Schwellwert überschreitet. Dieses Vorgehen ist grafisch in Abbildung 6.1 dargestellt. Verifikation des GAST-D-Bodensubsystems Trennung der Entwicklung & Verifikation der Algorithmen & Datenverarbeitung von der Verifikation der HW/SW-Implementierung Systemanforderungen Modelle Testdefinition A/C- & GS-Technologie & Testszenarien, Testobjekte & Prozessierung Testmittel Rauschen & Bias Konfigurations- (& Simulations-) Verhalten der Monitore Parameter Simulation Test Ableitung der Schutzmaßnahmen & Monitorreaktion setzt an THR ein, Monitorschwellen (THR) aus PFA wenn Fehler vorhanden Bestimmung von Keine Reaktion wenn kein Fehler Pmd & TTA NOK / NOK / OK OK Algorithmenverifikation Implementierungsverifikation Abbildung 6.1: Schematische Darstellung des Vorgehens zur Verifikation der Leistungsfähigkeit mit Trennung von Algorithmen- und Implementierungsverifikation Der Algorithmennachweis wird analytisch oder wegen der Komplexität anhand von (Simulations-) Modellen durchgeführt. Die Algorithmenvalidierung erfolgt über Modelle und Simulationen. Ein rein analytischer Nachweis ist wegen der Komplexität der Signal- verarbeitung und weil die zugrundeliegenden Verteilungsfunktionen oft nicht normalver- teilt sind kaum durchführbar. Die für den der Nachweis der Leistungsfähigkeit der Algorithmen relevanten Aspekte werden im Folgenden dargestellt. Der maximale differentielle Fehler für den gegebenen Bedrohungsfall ist korrekt. Das beinhaltet, dass die aufgestellten Forderungen nach der Wahrscheinlichkeit für das Auf- treten des Fehlers Papriori, der Integrität und Kontinuität für den Fehlerfall korrekt sind. Letztere ergeben sich aus der Allokation der Leistungsfähigkeit. Das Bedrohungsraummodell und der Parameterbereich sind korrekt. Die Definition der Bedrohungsraummodelle ist meist im SARPs Guidance Material angegeben ([ICA16b]). Für lokale Einflüsse werden diese individuell definiert und sind ebenfalls zu prüfen. Die Analyse von xPL ist nicht enthalten, da sie auf (Gesamt-) Systemebene erfolgt. Im Rah- Implementierung 6.1 Definition des Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 137 men der Verfügbarkeitsanalyse ist jedoch die xPL- und svert-Verfügbarkeit, bzw. der Bo- denanteil daran, von Interesse. Das Systemmodell bzw. die analytische Beschreibung ist korrekt. Das beinhaltet, dass der funktionale Zusammenhang zwischen Testgröße, Bedrohungsraumparameter und dif- ferentiellem Fehler korrekt abgeleitet ist und dass das Modell korrekt umgesetzt ist bzw. die analytischen Berechnungsverfahren korrekt sind. Die Reaktion auf Fehler ist korrekt modelliert bzw. die bei analytischen Verfahren gemachten Vereinfachungen sind zulässig. Die Annahmen an die nominalen Rauschniveaus sind realistisch. Dazu werden die Mo- delle mit Messungen/Tests verifiziert. Das Sicherheitsniveau der Modellimplementierung ist geringer, als das der tatsächlichen Implementierung im System, da nur die Ergebnis- se stimmen müssen. Fehlereingrenzung wie in betrieblich genutzten Systemen ist für die Modelle nicht erforderlich. Die relevanten Werte der Bedrohungsparameter sind korrekt berücksichtigt und die Simulation/Berechnung wird für die korrekten Werte durchgeführt. Verfahren zur Simu- lation sind Monte-Carlo- (MC) basierte Verfahren bzw. Verfahren, die die größtmöglichen Fehler unabhängig von der Wahrscheinlichkeit des Auftretens („Worst-case“-basierte Si- mulation) berücksichtigen. Mit MC-Verfahren werden die Eingangsparameter aus dem Parameterbereich des Be- drohungsmodells stochastisch variiert und es erfolgen so viele Simulationsdurchläufe, dass eine statistische Aussage mit ausreichender Konfidenz möglich wird. Im Fall des „Worst- Case“-Ansatzes wird der gesamte Bedrohungsraum Punkt für Punkt simuliert, wobei die Wahrscheinlichkeit des Auftretens bestimmter Parameter unerheblich ist. Dieser Ansatz ist bedeutend konservativer. Er bietet den Vorteil, dass kein Nachweis korrekter Annah- men an die Parameterverteilungen erfolgen muss. Mit diesem Ansatz muss jedoch geprüft werden, dass die Schrittweite des punktweisen Abarbeitens des Parameterraums ausrei- chend klein gewählt ist. Im Ergebnis ist zu zeigen, dass der differentielle Fehler für die verwendeten System- konfigurationsparameter (z.B. Schwellwert, Anzahl Antennen, etc.) ausreichend begrenzt ist. Bei der Modellbildung sind die Abhängigkeiten der verwendeten Verfahren zu be- achten: Werden mehrere Monitore für eine Bedrohung verwendet, überlagern sich ihre Erkennungsbereiche. Alle für eine Bedrohung maßgeblichen Verfahren sind demzufolge im Modell umzusetzen. Daneben existiert auch der umgekehrte Fall, dass ein Verfahren für mehrere Einflüsse sensitiv ist und es gilt entsprechendes. In diesem zweiten Fall gilt es, auch ungewollte Abhängigkeiten zu bewerten. Als Beispiel sei genannt, dass Erkennungs- verfahren für Signaldeformationen auch für Mehrwegeausbreitung sensitiv sein können. Es ist aber vor allem für GAST-D ungewollt, dass ein auf die Erkennung von Satellitenfeh- lern ausgelegtes Verfahren auf lokale Fehler sensitiv ist, da unterschiedliche Reaktionen erfolgen sollen. Damit unterscheidet sich das Vorgehen zum Algorithmennachweis von modellbasierten Testverfahren, Testautomation und „HW-/SW-in-the-loop“ Verfahren. Im hier dargestell- ten Vorgehen werden diese Tests als Implementierungstestverfahren genutzt. Nach erfolgtem Algorithmennachweis werden aus dem Algorithmus Implementierungs- anforderungen abgeleitet. Das beinhaltet u.a. die Festlegung der Sicherheitsniveaus („Ass- urance Level“ für komplexe HW und SW) einerseits und konkrete abgeleitete Anforde- rungen an die Implementierung. Die Implementierung erfolgt entsprechend der geltenden 138 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Richtlinien. Für die Bodensubsystem-SW sind dies EUROCAE ED-109A ([EUR12a]) bzw. RTCA DO-278 ([RTC02]), die bodenseitige Anpassungen der entsprechenden Avionikstan- dards RTCA DO-178C ([RTC12]) bzw. EUROCAE ED-12C ([EUR12b]) darstellen. Die Richtlinen für die Entwicklung komplexer HW im Luftfahrtbereich sind seitens der RTCA in DO-254 ([RTC00]) bzw. von der EUROCAE in ED-80 ([EUR00]) angegeben. Implementierungstests müssen dann nicht für den gesamten Bedrohungsraum durch- geführt werden, sondern können an Subsets erfolgen. Diese Subsets sollen kritische Pa- rameter enthalten. Diese müssen nicht mit kritischen Parametern des Bedrohungsraums zusammenfallen. Vielmehr ergeben sich diese aus den spezifischen Implementierungsan- forderungen, wie z.B. Werte nahe an der Monitorschwelle, schwer detektierbare Fälle etc. Diese Tests lassen sich im Betrieb zumeist nicht durchführen, da z.B. Satellitenfehler selten auftreten. Daher werden sie unter Laborbedingungen durchgeführt. Zumeist sind dafür spezielle Testmittel zur Fehlergenerierung notwendig. Im Gegenzug ist der Nachweis des fehlerfreien Betriebs unter nominalen Umweltbe- dingungen im Labor schwer möglich. Das lässt sich mit im Feld installierten Systemen unter realen Bedingungen testen. Der Schwerpunkt dieser Arbeit liegt auf den Verfahren zum Algorithmennachweis. Das Vorgehen ist in Abbildung 6.3 grafisch dargestellt. Zur Veranschaulichung ist das Vorgehen am Beispiel der Bedrohung durch Satellitensignaldeformation in D dargestellt. Vorgehen zur Verifikation der Leistungsfähigkeit des GAST-D- Bodensubsystemprototypen Hardware (HW) /Software (SW) Implementierung Ortsaufstellung Labortests Feldtest „Hardware in the Loop“ Simulationen & Tests Betrieb der Ausrüstung & Datenaufzeichnung Algo- - Langzeit- rithmus beobachtung - Spezielle Testszenarien SW- Analysen Implemen- tierung a Bestätigung, a Bestätigung des & der kontinuierlichen HW- Fehlerbegrenzung fehlerfreien Integration Betriebs 1 Abbildung 6.2: Grafische Darstellung des Vorgehens der Verifikation der Leistungsfähigkeit der implementierten Verfahren anhand von Labor- und Feldtests 6.1.2 Nachweiskriterien der Stärke der Einflüsse Die Definition der Nachweiskriterien orientiert sich an den Parametern der Leistungsfähig- keit. Die Darstellung erfolgt vor dem Hintergrund, eine generelle Aussage zur Erfüllung der Leistungsfähigkeit mit GAST-D zu ermöglichen. Ortsspezifische Nachweise, die die 6.1 Definition des Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 139 Anforderungen Funktionale Modelle Simulation Zusammen- Systemdefinition hänge DPRE & Zusammenhang Monitorschwelle: Integrität & Kontinuität: Fehlerfälle: -1 Bedrohungs- THR = f(PFA) Pmd < Pmd,max, [s ] E E = f(P ) < E (P ) R = modell a diff. R md R,max md TF1…n(DTM) [m] Fehler, DPRE: TTA = TTA E = f(DTM) max [s] R P -1fa < Pfa,max [s ] Differentieller Beobachtungs & Fehler: größen im & Fehlerfall ER = f(Pmd) Bedrohungsmodell DTM = Rauschen der (BM) &-parameter (TP): f(DTS) Beobachtungs- DTS = f(DTP) größen: A/C & Boden DTM = f(e); Zeitverhalten Technologie Rauschen der & des DPRE: (Pre/Post (Rx, Antenne, …) => Beobachtungs e = f(Rx, Ant, …) Erkennung) Rauschniveaus: -größen ER = f(t) e DTM = f(e) nom Verifikation der Modell- Algorithmen- Anforderungen Verifikation Verifikation Abbildung 6.3: Angewandtes Vorgehen des Algorithmennachweises Erfüllung der GAST-D-Leistungsfähigkeit einer GBAS-Installation an einem bestimmten Ort bestätigen, können Teil des Nachweises sein. Genauigkeit Entsprechend der Definition der Genauigkeit innerhalb eines Bereiches von 2σ inter- essieren die Standardabweichung σ und Mittelwerte µ der nominalen Fehler. Für den Bodenanteil am Gesamtfehler interessiert in erster Linie der PRC-Fehler, ausgedrückt durch die mittelwertfreien RMS-Kurven (also der Standardabweichung) sowie die Mit- telwerte µ des PRC-Fehlers. Diese sind für 30s und 100s Glättungszeitkonstanten und für einzelne (M = 1) sowie für gemittelte PRC (M = 4) von Bedeutung. Das angewandte Verfahren ist von Bedeutung, da die anwendbaren Verfahren unter- schiedliche Ergebnisse liefern.Für weitere Analysen (Monitordefinition) ist das Rausch- verhalten der Empfänger zur Verifikation der Modelle relevant. Die Mehrwegeausbrei- tungsfehler an den Empfänger sind zur Verifikation der Modelle sowie zum Nachweis der korrekten Aufstellung von Bedeutung. Des weiteren liefert die Analyse die Grundlage der σPR_GND,x-Bestimmung. In diesem Zusammenhang interessiert die Variation der Genauigkeit über der Zeit (saisonale Varia- tion), sowie die Korrelation zwischen den Antennen. Als Eingangsgröße zur Verifikation der Fehlermodelle interessiert weiterhin die zeitliche Korrelation der PRC-Fehler. Integrität Für die xPL-Integrität ist der Nachweis des korrekten σPR_GND,C&D relevant. Daraus ergibt sich die Überprüfung der CDF-Überdeckung des RMSPR_GND,100 durch die Nor- malverteilung mit σPR_GND,C&D. Zusätzliche Anteile am σPR_GND,C&D sind zu bestim- Implementatierungs -anforderungen 140 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit men. Das umfasst alle residualen Fehler, die unter der xPL-Integrität zusammengefasst sind. Im Zusammenhang mit der H1-Hypothese der xPL ist die Empfängerfehlerrate von In- teresse. Die Integrität der Satellitenfehlererkennung orientiert sich an der Pmd-Kurve (Ab- bildung 3.3). Daher sind alle Elemente der Kette von den Eingangsgrößen der Testmetrik, die Testmetrik selbst, die Schrägentfernungsmessung am Boden, Bildung der Schrägent- fernungskorrektur und der resultierende differentielle Fehler im Bordsubsystem zu prüfen. Das Rauschverhalten der Eingangsgrößen der Testmetrik und die Definition des Schwell- wertes muss verifiziert werden. Hier ist implizit angenommen, dass das Vorgehen für GAST-D darauf basiert, den Schwellwert aus der Kontinuitätsforderung abzuleiten und dann zu prüfen, dass mit dem gegebenen Schwellwert die Anforderung an die Fehlentde- ckungswahrscheinlichkeit erfüllt ist. Der umgekehrte Weg ist auch möglich. Das Verhalten der Eingangsgrößen der Testmetrik und der Schrägentfernungsmessun- gen unter Fehlereinfluss muss verifiziert werden. Die zeitliche Veränderung der Größen bei Einsetzen eines Fehlers muss zum Nachweis des Einhaltens der Alarmzeit verifiziert werden. Für Fehlereinflüsse im lokalen Umfeld muss zusätzlich das Bedrohungsmodell und der Parameterbereich verifiziert werden. Diese sind in den Durchführungsverordnungen des Standards [ICA16b] nicht angegeben. Kontinuität Die Falschalarmrate muss bestimmt werden. Dazu werden die Eingangsgrößen der Testmetriken bzw. die Testmetriken gemessen und ihre Verteilung bestimmt. Die Verteilung lässt sich nicht mit ausreichender Sicherheit messen, da die Messung für alle Bedingungen zu lange dauert. Daher werden hier ebenfalls Modelle eingesetzt, die zu verifizieren sind. Die Korrelationseigenschaften der Testmetriken müssen bestimmt werden, um die An- zahl an unabhängigen Samples über die Expositionsdauer zu bestimmen (Die Kontinuität wird bodenseitig über ein 15 s Intervall bestimmt). Die Überdeckung des Rauschens der Testgröße ist zu verifizieren. Die Falschalarmrate ergibt sich aus dem Rauschen der Testgröße und dem Schwellwert. Aus dem Langzeitbetrieb lässt sich das Auftreten von Störgrößen (z.B. Phasensprünge etc.) und Umwelteinflüssen bestimmen. Nicht unbedingt für die Algorithmenvalidierung relevant, jedoch für den Nachweis der Kontinuität generell, ist die Bestimmung/Bestätigung der Komponentenausfallraten (MTBF). Verfügbarkeit Diese gliedert sich mehrere Anteile. Einerseits in die Verfügbarkeit der Ausrüstung, die an die Bestimmung der MTBO und MTBF geknüpft ist. Sie wird anhand von Zuverläs- sigkeitsanalysen bestimmt und im Dauertest überprüft (s. auch MTBF-Testplan gemäß [EUR13]). Ein weiterer Teil ergibt sich aus der Verfügbarkeit der Leistungsfähigkeit, die sich im Wesentlichen aus der Verfügbarkeit der xPL und der Satellitengeometrie zusammensetzt. Diese wird anhand von Analysen und Simulation mit anderen Parametern als Eingangs- größe bestimmt. Zusätzlich geht die Satellitenkonstellation und die Satellitensichtbarkeit 6.1 Definition des Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit 141 ein. 6.1.3 Möglichkeiten der messtechnischen Erfassung der Einflüsse Die Verifikation der Modelle erfolgt anhand von Messungen und Tests zur Modellveri- fikation. Die hier vorgestellten Ergebnisse basieren auf den in Tabelle 6.1 aufgelisteten Verfahren. Tabelle 6.1: Verfahren zur messtechnischen Erfassung der Einflüsse Einfluss Verfahren / Messmöglichkeit Anmerkung RMSPR_GND B-Wert-Analyse nicht sensitiv für korrelierte Anteile; CMC-Analyse Ionosphäreneinfluss ist zu ent- fernen4; Verfahren: Anhang D Coderauschen Zero-Baseline-Messung Verfahren: Anhang D Phasenrauschen Zero-Baseline-Messung Phasenmehrdeutigkeit auflö- sen; Verfahren: Anhang D Code-Mehrwegeaus- CMC-Analyse Nicht direkt messbar.5 Mit- breitungsfehler telbar durch Entfernen der Code-Rauschvarianz Korrelation statistische Analyse der Vergleich gegen Modell; Ver- Messungen fahren: Anhang D Empfängerfehlerrate Broadcast B-Werte: Ein mögliches Verfahren, Vor- Anzahl der Empfänger, teil: Ermöglicht Rückschluss die PRC generieren auf RRFM Verhalten Umwelteinflüsse Wetter- / Klimadaten Bereitstellung durch Wetter- (extern) dienst. Externe Einflüsse externe Aufzeichnung; individuell festzulegen unabhängige Überwa- chung (z.B. Objekte an der (z.B. Verwendung von Radar- GBAS Station) spuren) Rauschverhalten der Empfängermessgrößen Analyse der Aufzeichnungen Eingangsgrößen der Testmetrik Rauschverhalten der Messungen am System implementiertes Verfahren, Testmetriken Verifikation der Implementie- rung Eingangsgrößen der Empfänger Messung Testmittel beachten Testmetriken im Feh- mit Fehler (Labortest) lerfall 4Details bei der Umsetzung wichtig. Achtung bei der Empfängerwahl! 5Korrelatorbasierte Messverfahren (MEDLL, APME) nicht berücksichtigt 142 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Einfluss Verfahren / Messmöglichkeit Anmerkung Testmetriken im Fehler- direkte Messung mit Testmittel beachten fall Fehler (Labortest) Satellitenkonstellation Messungen vom GPS vgl. gegen Berechnung Empfänger Nicht berücksichtigt sind die Verifikation der VDB-Abdeckung, Spektrummessungen im Feld etc., da diese nicht unmittelbar an die Leistungsfähigkeit der Algorithmen ge- knüpft sind. Ebenfalls nicht berücksichtigt sind Messungen auf Systemebene, also in Kom- bination von Bord und Boden. Hinsichtlich der Genauigkeitsbewertung soll noch erwähnt werden, dass nach [EUR13] zwei grundsätzliche Verfahren zur Verfügung stehen: • B-Wertanalyse • CMC-Analyse Hier wird die B-Wertanalyse erweitert, indem B-Werte aus CMC-Werten gewonnen wer- den. Die trägerphasengeglätteten CMC-Werte repräsentieren den wesentlichen Anteil des PRC-Fehlers. Die B-Werte sind die Unterschiede der PRC-Fehler zwischen den Antennen. Daher besteht ein Zusammenhang, der genutzt werden kann, die Güte der Aussagen zu prüfen. Die angewandten Verfahren der CMC-Analyse und der erweiterten B-Wertanalyse sind im Anhang D dargestellt. Konkret werden folgende B-Werte verglichen: • B-Werte aus Datenrundfunk der MT1: Diese können nur für die 100 s Trägerpha- senglättung und nur mit 5 cm Auflösung bestimmt werden. • B-Werte aus PRC der MT1 und MT11: Es können 30 s B-Werte berechnet werden. Die Auflösung ist höher. • B-Werte aus interner Berechnung der Bodenstation: Die 30 s B-Werte sind bere- chenbar und die separate Berechnung aus den PRC entfällt. • B-Werte aus CMC-Werten: Die 30 s B-Werte sind berechenbar. Es ist keine GBAS Datenverarbeitung enthalten. Daher ist nur der Einfluss von Antenne/Empfänger und Umfeld, aber nicht die Datenverarbeitung der GBAS-Station enthalten. Es liegen weniger Daten bei tiefen Elevationswinkeln vor, da dort weniger Daten des Zweifrequenzempfängers vorliegen. 6.1.4 Vorgehen zur Schätzung der statistischen Parameter Im Rahmen der Datenaus- und bewertung immer wiederkehrend ist die Bestimmung der statistischen Parameter. Diese erfolgen gemäß der Verfahren der deskriptiven Statistik entsprechend der Literatur, wie z.B. in [GKHK68] und [Pap16]. In Anhang B.5 sind die in dieser Arbeit vorwiegend verwendeten Verfahren angegeben. Die Messwerte werden i.d.R. mit der Samplerate 2 Samples/s des GBAS aufgenommen. Zumeist sind die Mittelwerte und Standardabweichungen der Messgrößen von Interesse. Die Bestimmung der empirischen Verteilungsfunktionen basiert auf Histogrammbildung 6.2 Übersicht über verwendete Simulations- und Auswertungswerkzeuge 143 und der Bestimmung der empirischen Dichte- und Verteilungsfunktion wie in Anhang B.5 angegeben. Die in Kapitel 7 dargestellten empirischen Verteilungsfunktionen sind auf Samples skaliert. Für einen Vergleich mit der Expositionsdauer ist diese daher anhand der unabhängigen Samples pro Expositionsdauer zu skalieren. Wegen der Abhängigkeit der Messgrößen vom Antennendiagramm erfolgen viele Auswertungen mit Einteilung in Ele- vationsklassen. Ergänzend kann u.U. die zusätzliche Betrachtung über den Azimut bzw. beides erfolgen. Das geschieht v.a. für Auswertungen im Zusammenhang mit Umweltein- flüssen wie Mehrwegeausbreitung. Zur Anwendung kommen die empirischen Verteilungsfunktionen bei der Bestimmung des σPR_GND im Zusammenhang mit RMSPR_GND-Messungen und Messungen zur Be- stimmung der Überdeckung. Des Weiteren sind sie bei der Bewertung der Testmetriken der Monitore von Bedeutung. 6.2 Übersicht über verwendete Simulations- und Auswertungswerkzeuge 6.2.1 Eurocontrol PEGASUS Programmpaket - Bedeutung und Übersicht PEGASUS (Prototype EGNOS and GBAS Analysis System Using SAPPHIRE) ist ei- ne von EUROCONTROL entwickelte modulare Software zur Analyse von Daten, die in Flugversuchen und statischen GNSS-Beobachtungen gewonnen werden. EUROCON- TROL unterstützt damit die Validierung von GNSS-Technologien und Standardvalidie- rung. Die Software wird fortlaufend weiterentwickelt. Zahlreiche Erweiterungen wurden im Zusammenhang mit den Arbeiten zur Validierung von GBAS-GAST-D umgesetzt. Das Toolset ist in [EUR17] vorgestellt. Die aktuelle Version (Stand Ende 2016/Anfang 2017) ist V4.8.4. Die PEGASUS Tools bieten den Vorteil, von verschiedenen Fachgruppen als Basis anerkannt zu sein, werden für GNSS-Auswertungen weltweit eingesetzt und bieten damit eine (herstellerunabhängige) Vergleichsmöglichkeit der Ergebnisse. 6.2.2 GBAS Leistungsfähigkeitssimulation Im Folgenden wird eine Übersicht über spezielle bzw. proprietäre Tools gegeben, die im Rahmen der GAST-D-Prototypenentwicklung geschrieben und verwendet wurden. Performance- & Pmd-Simulator Für die Entwicklung und Bewertung der Leistungsfähigkeit der Algorithmen wurde unter Verwendung von MATLAB eine Simulationsumgebung geschaffen, die vor allem für die Entwicklung der Erkennungsverfahren der Satellitenfehler, für die die Pmd-Grenzen in Kapitel 3, Abbildung 3.3 gelten, genutzt wurde. Die drei Subsysteme, Satellit, Boden und Bord sind dabei modelliert. Das bodensei- tige Empfängermodell ist nachgebildet sowie der mögliche Parameterbereich bordseitiger Implementierungen erfasst. Ebenso sind alle verwendeten Erkennungsverfahren imple- mentiert. Eine Verfahrensvariation, Variation der Schwellwerte oder der Austausch von Verfahren ist ebenso einfach umsetzbar wie das „Abschalten“ einzelner Monitore, da sich diese Modifikationen in den Skripten leicht umsetzen lassen. 144 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Die Simulationen erfolgen zeitbasiert. Dabei wird für jeden Fehlerfall der resultierende differentielle Fehler, vor und nach Filterkonvergenz sowie mit und ohne bodenseitige Er- kennung bestimmt. Da die Simulation zeitbasiert erfolgt, kann unmittelbar die Alarmzeit TTA bestimmt werden. Außerdem liegen Informationen über den zeitlichen Verlauf der Fehler vor, die Aufschluss geben, wann der erlaubte Fehler überschritten wird, wie groß der differentielle Fehler vor Erkennung (innerhalb der zulässigen TTA) werden kann etc. Die Simulationsdurchläufe werden für jeden Punkt des jeweiligen Bedrohungsraum- modells durchgeführt. Aus diesen Ergebnissen lässt sich dann die Pmd bestimmen. Ab- bildung 6.4 zeigt eine grafische Übersicht über den Pmd-Simulator. Die englischsprachige Version dieser Abbildung ist in [SBK+12] abgebildet. Satelliten- • C/A-Code modul • Trägerfrequenz • SQM • Beschleunigung • Sende- Satellitenfehler • CCD • Ephemeridenfehler leistung Umwelteinflüsse Nominal • MP • RFI • Ionosphäre Anomal Boden- Bord- modul modul • C/N0 aus GPS Rx Leistungsbudget • Bandbreite • Rauschmodell • Chipabstand • Vorkorrelationsfilter (PKF) • Korrelator • DLL • Filtertyp • PLL • PRC Fehler Differentieller Fehler Vorkonvergenz Nachkonvergenz Pmd-Analyse Abbildung 6.4: Grafische Darstellung der Algorithmensimulation, Pmd-Simulator (basiert auf der Darstellung in [SBK+12]) Mehrwegeausbreitungssimulation Für die Analysen der Mehrwegeausbreitungseinflüsse wurde ein separates Modell ent- sprechend der Modellierung in Kapitel 5 entwickelt. Dieses verwendet ebenfalls das bo- denseitige Empfängermodell, nicht jedoch die Bordseite. Dafür erfolgt die Simulation verschiedener Reflektorgeometrien für die Bodenreflexion und Reflektoren mit positivem Elevationswinkel und ihrer elektromagnetischen Eigenschaften. Das Modell wurde für die Analysen zur Bestimmung des σPR_GND sowie die Bedrohung durch anomale Mehrwe- geausbreitungseinflüsse genutzt. Daneben wurde die ebenfalls in Kapitel 5 dargestellte vereinfachte Worst-Case-Simulation zur Unterstützung der Ortsaufstellung des GAST-D- Prototypen am Flughafen Toulouse / Blagnac entwickelt und genutzt. Ionosphärensimulation Die Analyse der Bedrohung durch ionosphärische Gradienten erfolgte ebenfalls mit ei- nem separaten Modell, dass alle bodenseitigen sowie die bordseitigen Erkennungsverfahren beinhaltet und in der Lage ist, die Ionosphärengeometrien, Anfluggeschwindigkeiten etc. zu bestimmen. 6.2 Übersicht über verwendete Simulations- und Auswertungswerkzeuge 145 Die GBAS-GAST-D-Ionosphärensimulation stellt dabei ein mindestens 11-dimensionales Problem dar. Zwei zusätzliche Dimensionen folgen, wenn die Anfluggeschwindigkeit va für die drei in [ICA16b] definierten Geschwindigkeitsprofile berücksichtigt ist. Noch eine zu- sätzliche Dimension folgt für die unterschiedliche Wartezeit des IGM, die als Parameter variiert wurde.). Eine Reduktion um zwei geometrische Dimensionen in eine eindimen- sionale Geometrie kann erfolgen, wenn die wirkenden Komponenten des Gradienten und Anflugweges in Anflugrichtung bestimmt werden. Damit ergeben sich folgende Simulati- onsparameter: • Bedrohungsmodell der Ionosphäre mit den Parametern: dv,G,W • Abstand der Landebahnschwelle zum GBAS-Referenzpunkt x, (y Komponente kann für 1-D reduziert werden) • Frontgeometrie relativ zur Landebahnschwelle: Anfangsentfernung D0, Bewegungs- richtung der Front (entfällt im 1-D Fall) • Flugzeugposition: Entfernung zur Schwelle dAC, 0, Geschwindigkeit vA, (Anflugrich- tung, entfällt im 1-D Fall) • Simulationszeit: t Um den Simulationsaufwand zu verdeutlichen, ist folgende überschlägige Rechnung hilfreich. Nimmt man an, dass pro Parameter nur nWerte/sim = 10 Werte aus dem mögli- chen Parameterraum berücksichtigt werden, ergeben sich n ndim 10sim = nWerte/sim ≈ 10 (6.1) Simulationsdurchläufe, jeweils über t, also 1010 simulierte Anflüge. Um eine gewisse Reduktion der erforderlichen Simulationsdurchläufe zu erreichen wur- den nur linienförmige Geometrien von Flugzeug, Gradient, Schwelle und Bodenstation untersucht (1-D Geometrie). Folgende Parameter wurden im Modell berücksichtigt: • Alle drei in [ICA16b] definierten Geschwindigkeitsprofile • Der gesamte Bereich geradliniger Geometrien zwischen RWY, Flugzeug und iono- sphärischer Front • Die Anfangsposition der Front im Bereich von −43km . . .+ 43km • Der Bereich von Anfangspositionen des A/C relativ zur Front im Bereich−50km . . .+ 50km • Der Abstand zwischen GRP und LTP umfasst folgende für Toulouse gültige Wer- te: 330 m, 1100 m, 3300 m, 4500 m, sowie 5000 m als angenommene maximale Entfernung. Folgende Erkennungs- und Schutzverfahren wurden modelliert: • Bodenseitiger CCD-Monitor • Bordseitiger CCD-Monitor • Der schrägentfernungsbasierter RDSIGMA • Der IGM (mit variabler Verzögerungszeit zur Berücksichtigung des troposphärischen Einflusses) 146 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Es wurde berücksichtigt, dass das maximale EIG, mit dem eine ausreichende Verfügbarkeit gewährleistet ist, 2,75 m beträgt. Die Simulationen wurden für Gradienten größer 250 mm/km durchgeführt. Für klei- nere Werte bleibt der residuale Fehler kleiner 2,75 m. 6.2.3 Werkzeuge zur Unterstützung der GBAS-Datenauswertung Zur Datenaufzeichnung an den Schnittstellen des GBAS-Bodensubsystems kamen herstel- lerspezifische SW-Lösungen zum Einsatz. Der „CMCDataLogger“ ermöglicht die Aufzeich- nung und Konvertierung der Empfängerrohdaten. Eine Konvertierung in die PEGASUS Datenformate ist möglich. Er lässt sich mit grafischer Oberfläche und über die Komman- dozeile steuern und kann größen- oder zeitgesteuert neue Datensätze anlegen. Der „VDBDataLogger“ dient primär zur Aufzeichnung von Daten des GBAS-Daten- rundfunks, die er auch konvertieren kann. Der Binärdatenaufzeichnungsteil des „VDBDa- taLoggers“ wurde jedoch auch für die Aufzeichnung der stationsinternen Daten an den Entwicklerschnittstellen des Bodenstationsprototyps genutzt. Zur Unterstützung der Auswertung der GBAS-Daten wurde eine spezielle MATLAB Anwendung namens „evalGBAS“ im Rahmen der Entwicklung des GAST-D-Bodenpro- totypen entwickelt, die es ermöglicht, wiederkehrende Auswertungen zu automatisieren und die Ergebnisse automatisch in Reports und Tabellen ablegt. Die Auswerteprozeduren decken die notwendigen Auswertungen der stationsinternen Erkennungsverfahren ab. Da diese herstellerspezifisch sind, können diese Auswertungen nicht mit anderer verfügbarer SW (wie den PEGASUS Tools) durchgeführt werden. 6.2.4 Automatische Datenaufzeichnung, -transfer und -auswertung Zur Gewinnung von Erkenntnissen zum Langzeitbetrieb des GBAS-Bodensubsystems wurde eine automatische Datenaufzeichnung, -fernübertragung und -auswertung einge- richtet. Der Prozess wurde über einen Zeitraum von ca. 2,5 Jahren, von Ende 2013 bis Mitte 2016 betrieben, wobei ca. 2,5 TB Daten aus diesem Prozess anfielen. Abbildung 6.5 zeigt eine grafische Übersicht über den gesamten Prozess. Die Datenaufzeichnung erfolgte durch einen speziellen PC im GBAS-Shelter an der Bodenstation am Flughafen Toulouse/Blagnac, der für Dauerbetrieb ausgelegt ist und an eine unterbrechungsfreie Stromversorgung angeschlossen war. Dieser PC zeichnete mit der GBAS-Datenrate von 2 Hz alle relevanten Daten der GBAS-Station über spezielle Schnittstellen auf. Das umfasst die Empfängerrohdaten, Daten der stationsinternen Da- tenverarbeitung, die VDB-Daten vor und nach dem Sender. Die Aufzeichnung erfolgte mit speziellen SW-Werkzeugen. Jeden Tag um 00 : 00 UTC wurde ein neuer Datensatz angelegt. Zusätzlich wurden Daten von mindestens einem Zweifrequenzempfänger, der an einer separaten Antenne betrieben wurde, aufgezeichnet. Die Datenübertragung erfolgte zeitgesteuert mit dazu eingerichteten Skripten auf dem Aufzeichnungsrechner. Zu einem festgelegten Zeitpunkt wurden die Daten auf einen sFTP- Server und in ein Datenarchiv übertragen. Ebenfalls zeitgesteuert erfolgte der Datendow- nload vom Auswertungsrechner in Ditzingen, wo die Auswertung erfolgte. Der Prozess wurde ebenfalls über entsprechende Skripte gesteuert. 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 147 Die Datenauswertung erfolgte ebenfalls automatisch, dazu wurden die EUROCONTROL- PEGASUS-Tools im Kommandozeilenmodus (ohne grafische Oberfläche) sowie proprie- täre Auswerteskripte ausgeführt. Die Konfiguration erfolgte jeweils über Initialisierungs- dateien, die von den Auswertungsskripten erstellt wurden. Im Ergebnis der Auswertung wurde automatisch ein Tagesreport erstellt und die Datensätze archiviert. Die Analyse der Tagesreports erfolgte manuell. Für die zusammenfassende Auswertung der Leistungsfähigkeit kamen wieder spezielle Skripte zum Einsatz, die die Daten aus den Archiven zusammenfassend auswerteten. Alte Daten löschen Alte Daten Performance- löschen report Archiv GBAS Boden- Kontinuier- lich (2Hz) Performance- station Daten- report Ergeb- Datenauf- (s)FTP (s)FTP Permanent Download & Permanent GBAS Boden- Permanent nis- zeichnungs- WAN Server (1/1d) (1/1d) Auswertung (1/1d) station bewer- Server PC (täglich) tung PC 2 Frequenz- Kontinuier- Manuelle Untersuchung empfänger lich (2Hz) Archiv MATLAB Manuell erstellter Report (Rohdaten + Server *.mat files) Archive Manueller Datenzugang 1 / Abbildung 6.5: Prozess der automatischen Datenaufzeichnung, -transfer und -auswertung 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 6.3.1 Verifikationsübersicht Die Entwicklung des hier dargestellten GAST-D-Prototypen vollzog sich in mehreren Schritten und erfolgte schwerpunktmäßig im Rahmen des SESAR-Projektes P15.03.06 „GBAS CAT-II/III L1“. Dieses Projekt bearbeitete die System- und Bodensubsystema- spekte von GAST-D. Hier wird der Fokus auf das Bodensubsystem gelegt. • Mitte 2010 bis Mitte 2012, Entwicklung und Validierung der Algorithmen. Parallel erfolgte die Implementierung des GAST-D-Datenrundfunkprotokolls zur Unterstüt- zung der frühen Validierungsaktivitäten am Flughafen Toulouse/Blagnac. • Mitte 2012 bis Ende 2014: Implementierung und Verifikation der Algorithmen. Va- lidierung von GAST-D am Flughafen Toulouse/Blagnac. • Ende 2014 bis Mitte 2016: Erweiterte Entwicklung und Verifikation. In dieser Pha- se wurden die Analysen zum geänderten Ionosphärenschutz und die Versuche zur Mehrwegeausbreitung durchgeführt. Entwicklungsbegleitend erfolgte die Verifikation zum Nachweis der Leistungsfähigkeit des Bodensubsystems. Im Folgenden wird eine kurze Übersicht der Ziele der einzelnen Verifikationsschritte gegeben. Perma Perma -nent -net (1/1d) (1/1d) Gateway & Firewall Gateway & Firewall Perma Perma -nent -net (1/1d) (1/14d) 148 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Tabelle 6.2: Übersicht über die verschiedenen Verifikationsschritte Verifikationsschritt Ziele Durchführung Labormessungen (feh- • Messreihen zur Bestimmung des realen Durchführung: Ende lerfrei) Verhaltens im fehlerfreien Fall 2011 bis Mitte 2012, • Verifikation des Transfers der Messgrö- Spezifikation der Tests ßen zum resultierenden PRC-Fehler und Analysemethoden • Abgleich der Empfängermodelle als und Koordination der Basis der Algorithmenentwicklung Tests durch d. Verf. Labormessungen (feh- • Verifikation der Fehlererkennung und Durchführung: Anfang lerbehaftet) korrekten Reaktion für die identifizier- 2013 bis Anfang 2014, ten Fehlerfälle Durchführung der Tests • Abgleich mit dem Algorithmenmodell durch Thales, Kollegen d. Verf. Feldmessungen: • Gewinnung von Realdaten unter realis- Durchführung: Januar bis Feldversuchsrei- tischen Feldbedingungen Juli 2012, Koordination, he mit GBAS- • Schaffen der Datenbasis für Entwick- Versuchsplanung, Durch- Kernkomponenten lung und frühe Validierung der Algo- führung und Leitung der am Sonderlande- rithmen Datenauswertung d. Verf. platz Pattonville, mit Unterstützung durch Deutschland Thales Kollegen Feldmessungen: Da- • Gewinnung von Daten mit der endgül- Durchführung: August tenaufzeichnung nach tigen HW unter Feldbedingungen 2013 bis Januar 2014 Implementierung • Kalibrierung der Erkennungsverfahren durch Thales (d. Verf.) des Prototypen am Flughafen Toulouse / Blagnac, Frankreich Feldmessungen: • Verifikation der Analysen, Modelle und Durchführung: Mitte Spezielle Tests zur Schutzmaßnahmen im Bodensubsys- 2015 bis Anfang 2016, Untersuchung von tem zur Mehrwegeausbreitung unter durch DSNA als Bo- Mehrwegeausbrei- Realbedingungen densubsystembetreiber tungseinflüssen am • Erzeugen von Reflexionen mit geeigne- (Koordination), Thales Flughafen Toulouse / ten Objekten (d.Verf., Versuchsdesign), Blagnac, Frankreich • Kalibrierung der Erkennungsverfahren Airbus (Bereitstellung • Bodenseitige Validierung des Fehlens von A380) der flugbetrieblich relevanten Schutz- zonen6 Langzeitbeobachtung • Bestimmung des Langzeitverhaltens Durchführung: Anfang des Prototypen am im Normalbetrieb inkl. Einfluss jahres- 2014 bis Mitte 2016, Flughafen Toulouse / zeitlicher Veränderung, evtl. Degradie- Betrieb des Boden- Blagnac, Frankreich rung und Drift der Leistungsfähigkeit subsystems: DSNA, • Bestimmung von Störeinflüssen im Langzeitanalyse: Thales Normalbetrieb7 (d. Verf.) • Bestimmung der Kontinuität und Ver- fügbarkeit 6Die Bodentests wurden durch entsprechende bordseitige Tests ergänzt [COK+16], die von Airbus durchgeführt wurden. Damit wurden Aussagen für das Gesamtsystem ermöglicht. 7So konnte z.B. der Troposphäreneinfluss auf den Ionosphärenmonitor nachgewiesen und analysiert werden. 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 149 6.3.2 Simulationen und Analysen Entsprechend des eingangs beschriebenen Vorgehens zum Nachweis der Leistungsfähigkeit wurde mit den ebenfalls zuvor vorgestellten Simulationswerkzeugen geprüft, ob die vorge- sehenen Algorithmen mit den aus der Kontinuitätsforderung bestimmten Monitorschwel- len die geforderte Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit einhalten. Maßgebliches Kriterium ist die in Kapitel 3 angegebene Grenzkurve an die Pmd. Die Simulationen erfolgten pro Bedrohungsfall unter Einbeziehung aller maßgeblichen Überwachungsverfahren. Details sind in [SBK+12] und [SBK15] angegeben. 6.3.3 Laborversuchsreihen Mit Messungen und Tests im Laborumfeld wurde einerseits das thermische Rauschver- halten der Empfänger mit GNSS-Simulator und der Antennenempfängerkombination mit Messungen unter Nutzung der Antenneninstallation auf dem Dach des Laborgebäudes bestimmt. Die Auswertung erfolgte mit dem ZBA-Verfahren. Der Schwerpunkt der Labortests lag auf der Bestätigung der Ergebnisse der Pmd- Simulationen zum gestörten Verhalten. Dabei wurden die jeweiligen kritischen Fehlerfälle unter Nutzung des GNSS-Simulators und im Fall der Satellitensignalverformung mit einer zusätzlichen Ausrüstung, die die Verzerrungen der Satellitensignale erzeugt, nachgebildet. Die Ergebnisse der Messungen mit Fehler wurden gegen die Simulationsergebnisse vergli- chen. Details können [SBKB12] und [KS16] entnommen werden. 6.3.4 Feldmesskampagne mit Kernkomponenten des Bodensubsystems Hauptziel der Feldmessreihe am Sonderlandeplatz Pattonville war es, Daten zur Bestä- tigung der bei der Ableitung der theoretischen Modelle gemachten Annahmen zu gewin- nen. Das beinhaltet Annahmen zur nominalen Leistungsfähigkeit und des Rauschens der Testmetriken der GAST-D-Monitore, auf deren Basis die Erreichbarkeit der geforderten Leistungsfähigkeit eingeschätzt werden konnte. Die Messkampagne wurde im Februar und März 2012 durchgeführt und lieferte erstmals GAST-D-spezifische Daten zur Entwicklung des Bodensubsystem-Prototypen. Um dabei eine Vergleichbarkeit mit späteren Daten des Prototypen im realen Betriebsumfeld sicherzustellen, sollten die Daten in einer typischen Aufstellungsumgebung gewonnen werden. Das Vorgehen bei den Messungen war wie folgt: • Zwei GAST-D-Referenzantennen / Empfänger wurden im freien Feld unter weitest- gehender Freiheit möglicher störender Objekte aufgestellt. • Der Abstand zwischen den Antennen wurde variiert. Dabei wurden folgende Ab- stände untersucht: 50, 100, 150, 200 m. • Die beiden Antennen wurden mit zwei verschiedenen Phasenzentrumshöhen (PCH) von 2 m und 3 m gemessen. • Eine Antennenposition war über den gesamten Testzeitraum fix (PCH 2m), während die andere Antenne (PCH 3m) an verschiedenen Aufstellungsorten gemessen wurde. • Für jeden Antennenabstand wurden über einen Zeitraum von mind. 2 x 24 h Daten 150 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit aufgezeichnet. Somit ergibt sich die Messung über eine vollständige Wiederholung der Satellitenkonstellation für jeden Messabstand. Der Messaufbau war wie folgt: • Zwei Referenzantennen / Empfänger wurden auf Stativen aufgestellt. Es wurden noch nicht die finalen Antennenvorverstärker (Low Noise Amplifier, LNA ) verwen- det. • Die Empfänger befanden sich in unmittelbarer Nähe zur Antenne. • An jeder Antennenposition befand sich ein Zweifrequenzempfänger, mit dem GPS- L1/L2-Daten gewonnen wurden. Die Empfänger waren jeweils an eine eigene An- tenne angeschlossen. • Die gesamte Ausrüstung wurde von Batterien versorgt. Die Batteriekapazität war ausreichend, um jeweils 2 x 24 h störungsfreie Messungen zu ermöglichen. Eine ausführliche Beschreibung der Messkampagne hat d.Verf. in der SESAR-Dokumentation [SBK+12] angegeben. Ein Überblick über die Messorte ist in Abbildung 6.6 gegeben. Der Messaufbau ist in Abbildung 6.7 gezeigt. zusätzlicher 2F Rx in Feste Korntal ~ Antennen- 10km 50 m position Abstand 50 m Abstand 100 m Abstand 150 m Abstand 200 m Abbildung 6.6: Feldtest mit GBAS-Kernkomponenten in Pattonville - Antennenpositionen (Karte: Daten von http://www.openstreetmap.org/ - Veröffentlicht unter http://opendatacommons.org/licenses/odbl/) 6.3.5 Implementierung und Betrieb der CAT-II/III-L1-Prototypenstation am Flughafen Toulouse / Blagnac Da die GBAS-Installation i. Vgl. zu anderen Präzisionsanflugsystemen weniger streng an die Landebahn gebunden ist, ergibt sich eine flexiblere Ortsaufstellung am Flughafen. Zur Gewährleistung der Leistungsfähigkeit sind dennoch Randbedingungen zu beachten, so dass aus der flexibleren Aufstellung eine erhöhte Komplexität resultiert. Vor dem Hinter- grund der Leistungsfähigkeit umfassen die Kriterien die Berücksichtigung der Satelliten- sichtbarkeit, mögliche Objekte, die zu Mehrwegeausbreitungsfehlern führen können (mit den Spezifika für GAST-D), der Erkennbarkeit ionosphärischer Gradienten (ebenfalls mit 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 151 GBAS Referenz- antenne Zweifre- quenz- antenne 2Freq Rx Messbox Ref. Rx PC Batterie-box Messaufbau mit Referenzantenne, Messbox und zusätzlicher 2-Frequenzantenne Abbildung 6.7: Messaufbau mit genutzter Ausrüstung GAST-D-Spezifika), weiterer aufstellungssensitiver Monitore, möglicher HF-Interferenz durch andere Flughafensysteme bzw. potentielle Störungen von öffentlich zugänglichen Orten sowie der VDB-Abdeckung. Zusätzliche Kriterien resultieren u.a. aus der Gewähr- leistung der Hindernisfreiheit, Sicherheitsüberlegungen, Verfügbarkeit von Infrastruktur und Medien (Strom, Datenleitungen) und der Erreichbarkeit der Orte. Grundlagen der GBAS-GAST-D-Ortsaufstellung hinsichtlich der internen Integritäts- maßnahmen wurden v. Verf. in [SB13] beschrieben und kamen zur Ableitung der Auf- stellung des Prototypsystems am Flughafen Toulouse / Blagnac zur Anwendung. Da- bei wurden zwei grundsätzliche Basisantennenanordnungen (linienförmige Anordnung zur Kombination von Basislinien und quadratische Anordnung mit rauschoptimalem Anten- nenabstand) vor dem Hintergrund der Erkennung ionosphärischer Gradienten abgeleitet. Die Kombination beider führt auf eine rhombusförmige Anordnung, mit der sich die Vor- teile der beiden Anordnungen kombinieren lassen. Bei Flughäfen mit Parallelbahnsystem wäre eine Aufstellung mittig zwischen den Bahnen hinsichtlich der erreichbaren Leistungs- fähigkeit ideal. Aufgrund verschiedener Restriktionen war diese Aufstellung in Toulouse nicht möglich, so dass der Prototyp am südöstlichen Ende unter Nutzung von vorhandener Infrastruktur eines vorhandenen GBAS-CAT-I-Prototypen aufgestellt wurde. Abbildung 6.8 gibt einen Überblick über die Aufstellungsorte. Abbildung 6.9 zeigt die Kriterien zur Bestimmung der Referenzantennenaufstellungsorte anhand der Aufstellungs- kriterien, die in Anhang E.1 zusammengefasst sind. Der Aufstellungsprozess lässt sich in folgende Schritte untergliedern und ist in [PLT+13] und [LAD14] genauer dargestellt: • Ortsauswahl (Site Selection): Bestimmung möglicher Aufstellungsorte aus Karten- studie, erster Ortsbegehung und Einschätzung der Horizontlinie • Site Qualification: Vor Ort Messungen mit realen GBAS-Bodenstationskomponenten an den einzelnen Antennenaufstellungsorten, ggf. Messungen zur VDB-Ausbreitung vor Ort, wenn kritische Einflüsse identifiziert wurden. Die Messungen erfolgen nach 152 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Eingrenzung auf eine, maximal zwei grundsätzliche Aufstellungsorte. • Vorbereitung des Betriebs: Installation, GBAS-VDB-Kanalzuweisung, Einmessen und Kalibrieren der Installation und Stabilitätstest. • Ortsabnahme der installierten und kalibrierten Ausrüstung mit anschließender Nut- zung. Ant #4 Ant #3 VDB Ant Shelter Ant #1 Ant #2 Abbildung 6.8: Installationsorte des GBAS-Bodensubsystems (Flughafenzeichnung: DSNA, Foto: J. Ilg)        !       "   "      #  " '( ) # *   $      %     &%  Abbildung 6.9: Aufstellungskriterien des GBAS-Bodensubsystems 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 153 6.3.6 Tests am Flughafen Toulouse zu Mehrwegeausbreitungseinflüssen Die Tests zu Mehrwegeausbreitungseinflüssen am Flughafen Toulouse / Blagnac dienten dem Nachweis der betrieblichen Vorteile der verringerten Staffelung, die sich aus dem Wegfall flugbetrieblich relevanter kritischer und sensitiver Zonen ergeben. Die Untersu- chungen bestanden aus boden- und bordseitigen Tests. Der Schwerpunkt der Darstellung in dieser Arbeit liegt auf den Bodentests, wobei die bordseitigen Arbeiten zusammenfas- send dargestellt werden. Kern der bodenseitigen Untersuchungen war die Untersuchung und Verifikation der Behandlung der Mehrwegeausbreitungsfehler und der Definition der Aufstellungskriterien inkl. der Definition der Schutzbereiche der GBAS-Referenzantennen (Reference Receiver Antenna Local Object Consideration Area, RRA LOCA ). Dabei sollte gezeigt werden, dass die LOCA hinreichenden Schutz vor Mehrwegeausbreitungsfehlern statischer und dynamischer Objekte wie (großen) Flugzeugen, Flughafenfahrzeugen und Gebäuden wie dem Shelter und Hangars in der Umgebung der GBAS Referenzantennen bietet. Die LOCA Definition erfolgte durch die FAA für GAST-C und ist in [FAA10] an- gegeben. Die Notwendigkeit der Überprüfung im Hinblick auf die LOCA ergab sich aus folgenden Gründen: • Die LOCA stellt das Kernelement der Aufstellung der GBAS-Referenzantennen dar. • Die LOCA Definition wurde von der FAA aufgestellt. Eine Begründung und Veri- fikationsergebnisse wurden bisher jedoch nicht veröffentlicht und eine unabhängige Überprüfung ist noch nicht erfolgt. Die Ergebnisse der hier vorgestellten Untersu- chungen dienen diesem Zweck. • Die LOCA wurde für GAST-C und eine spezifische GBAS-Bodensubsystemarchitektur aufgestellt. Wie in Kapitel 5 dargelegt wurde, können sich Veränderungen der Defi- nition für GAST-D aufgrund der kleineren Zeitkonstanten der Trägerphasenglättung ergeben. Die Architekturen der an der GAST-D-Validierung beteiligten westlichen Hersteller greifen auf identische Kernkomponenten zurück, so dass sich eine gute Vergleichbarkeit hinsichtlich der LOCA-Definition der FAA ergibt. Die Untersuchungen wurden entsprechend nachfolgend angegebener Szenarien gemein- sam von Airbus (für A380-Test), DSNA und Thales (d. Verf.) durchgeführt: • Szenario 1: Statisches Szenario mit großem Flugzeug (A380) an einer Position gerade außerhalb der äußeren 155 m und mittleren 50 m LOCA; • Szenario 2: Dynamisches Szenario mit großem Flugzeug (A380), welches die äußere 155 m und mittlere 50 m LOCA passiert; • Szenario 3: Szenario mit Flughafenfahrzeug in einem Abstand von 5 m und 10 m von der GBAS-Referenzantenne; • Szenario 4: Szenario mit Shelter innerhalb der mittleren und äußeren LOCA; • Szenario 5: Szenario mit großem statischen Object (Hangar) in der mittleren LOCA. In der Vorbereitung erfolgte (v.a. für den Test mit A380) folgende Aufteilung der Aktivitäten: 154 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Definition der Szenarien (Thales, d.Verf.): Die Satellitengeometrie, Satellitenpositionen und Objektgeometrien mussten so be- stimmt werden, dass sich die Möglichkeit für direkte Reflexionen an den Referenzantennen im Test zum Zeitpunkt der Versuche einstellt. Ziel war die Definition der Basisszenarien mit Konzentration auf eine Geometrie, bei der theoretisch ein Satellit Reflexionen an zwei Antennen hervorrufen kann (korrelierte direkte Reflexion). Es wurde eine zusätzliche mobile Antenne verwendet, die in der Nähe von Reflektoren platziert werden konnte. Für den Test mit dem A380 sah das bevorzugte Szenario das Seitenleitwerk des A380 als Reflektor vor, da dessen Höhe die LOCA der Antenne #1 der GBAS-Installation leicht penetriert und somit mit einer zusätzlichen Antenne die Möglichkeit korrelierter Mehrwegausbreitungsfehler an zwei Antennen gegeben war. Die Rumpfreflexion war mit längerer Wirkdauer aufgrund der Rumpfkrümmung er- wartbar, wurde aber nicht speziell als Szenario definiert, da der Einfluss auf zwei Antennen schwieriger hervorzurufen ist. Die Definition des idealen Testortes am Flughafen erfolgte in enger Abstimmung mit der DSNA. Es erfolgte die Bestimmung der Satellitengeometrien, die Identifikation eines (Ziel-) Satelliten und die Bestimmung der Zeitpunkte der Satellitensichtbarkeit im relevanten Winkelbereich. Zu diesen Zeiten musste ein Flugzeug verfügbar sein und die angrenzende Landebahn gesperrt werden. Es wurden vorbereitende Messungen durchgeführt, um die Annahmen der Szenarien zu überprüfen. Bereitstellung der zusätzlichen Testausrüstung vor Ort (Thales, d.Verf.) Die Ausrüstung entspricht der beim Pattonville-Feldversuch verwendeten. Die zusätzli- che Ausrüstung musste zum Flughafen Toulouse gebracht werden. Es wurden die Aufzeich- nungsparameter und Datenaufzeichnungseinstellungen sowie Auswerteprozesse definiert. Koordination mit dem Flughafen, um die Testgenehmigungen zu erhalten (DSNA, P. Ladoux): Die zusätzliche (mobile) GNSS-Antenne wurde für den A380 Test wegen des geringen Abstandes zum Rollweg als Hindernis betrachtet und musste außerhalb des Rollwegstrei- fens (Taxi Way Strip, 51m für Rollwege mit ICAO Code F A/C) aufgestellt werden. TWY N1 und RWY 32R/14L mussten während der Versuche gesperrt werden. Zeit- punkt und Zeitraum wurden so gewählt, dass der Flugbetrieb möglichst wenig beeinflusst wurde. Koordination mit AIRBUS (DSNA, P. Ladoux): Es musste sichergestellt werden, dass der A380 zum beabsichtigten Zeitpunkt für den erforderlichen Zeitraum zur Verfügung steht. Es erfolgte eine enge Abstimmung mit Airbus, um die Durchführbarkeit der zuvor v. Verf. bestimmten Position und Ausrichtung des A380 am Rollweghaltepunkt TWY N1 als durchführbar zu bestätigen. 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 155 Für die Durchführung wurde die zusätzliche Referenzantenne entsprechend der defi- nierten Szenarien aufgestellt und Daten an der zusätzlichen Antenne sowie der GBAS- Station aufgezeichnet. Der Testaufbau mit A380 ist in Abbildung 6.10 gezeigt. MOB Antenna Abstand TWY centre line 51 m Ant #1 der GBAS Installation TWY MOB Holding Antenna Point N1 Abbildung 6.10: Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung mit A380 Dabei wurde folgender Aufbau umgesetzt: • Die Referenzantenne #1 der GBAS-GAST-D-Prototypinstallation befand sich ca. 160 m von TWY N1. Das Flugzeug wurde so aufgestellt, dass sich sich das Seiten- leitwerk (SLW) des A380 gerade außerhalb des Basiszylinders der äußeren LOCA im Abstand von 155 m befand, wobei das SLW den sich im Winkel von 3° erweiternden Konus der LOCA penetrierte. • Der A380 (und jedes andere Objekt) befand sich auf TWY N1 außerhalb der kom- pletten LOCA der Referenzantennen #2, #3 und #4. • Die zusätzliche Antenne (MOB-Antenne) befand sich 51m von der Mittellinie von TWY N1 in einer Linie zum A380 SLW und Ant. #1. Die N1 Position lag bezüglich der MOB-Antenne gerade außerhalb der mittleren LOCA, wobei der A380 aufgrund seiner Abmessungen die mittlere LOCA der MOB-Antenne verletzte. • Mit dem statischen A380 wurden an mehreren aufeinanderfolgenden Tagen zu iden- tischen Zeiten eines siderischen Tages Daten über einen Zeitraum von jeweils 2,5 h aufgezeichnet. Der Testaufbau mit Hangar ist in Abbildung 6.11 gezeigt. 156 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Messaufbau 50 m GBAS Ref. • 2Freq. Antenne Antenne angeschlossen an angeschlossen zwei verschiedene an GBAS ref. 2 Freq. Rx Rx • Zwei zusätzliche 2Freq. Rx in 400 m Temporäre Entfernung Installation eines Sonnenschirms Messbox mit während der Ausrüstung Konfiguration (Empfänger, Datenaufzeichnungs- PC Messaufbau 25 m Abbildung 6.11: Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung am Hangar (Photos: d. Verf. und DSNA, Pierre Ladoux) Dabei wurde der im Folgenden dargestellte Aufbau umgesetzt. Der Test mit Han- gar wurde zeitlich vor dem mit dem A380 durchgeführt und diente u.a. dazu folgende Annahmen zu verifizieren: • Satellitengeometrie und ihre Prädiktion; • Feststellung des größtmöglichen Fehlers infolge Mehrwegeausbreitung unter absicht- licher Vernachlässigung korrekter Aufstellung, hervorgerufen durch eine große me- tallische Struktur; • Verifikation der Simulationsergebnisse. Die Messungen wurden mit der MOB-Antenne in Abständen von 25 m und 50 m vom Hangar durchgeführt. Für jede Entfernung wurden mindestens über 2 x 24 h Daten auf- gezeichnet. Der Testaufbau mit dem GBAS-Shelter ist in Abbildung 6.12 gezeigt. Dabei wurde der im Folgenden dargestellte Aufbau umgesetzt. Die MOB-Antenne wurde in folgenden Abständen vom Shelter aufgestellt: 25 m, 50 m, 75 m, 100 m. Für jede Entfernung wurden Daten über mindestens 2 x 24 h aufgezeichnet. Der Testaufbau mit dem Traktor ist in Abbildung 6.12 gezeigt. Dabei wurde folgender Aufbau umgesetzt: Der Mehrwegeausbreitungseinfluss eines typischen Fahrzeugs in der Nähe der Referenzantenne sollte beurteilt werden. Der Traktor wurde in Abständen von 5 m und 10 m von der Referenzantenne aufgestellt und Daten über jeweils mindestens 2 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 157 x 24 h aufgezeichnet. Die aufgezeichneten Daten wurden für die Einzelantennen sowie für die Kombination inkl. GBAS-Prozessierung ausgewertet. Da die MOB-Antenne nicht an die GBAS-Station angeschlossen war, wurde die GBAS-Datenprozessierung als Nachprozessierung (Post- processing) umgesetzt. Es wurde v. Verf. das bereits vorgestellte evalGBAS-Werkzeug mit dem implementierten Zweifrequenz-CMC-Analyseverfahren und der B-Wertberechnung genutzt. Die DSNA (P. Ladoux) wertete die Daten anschließend mit den Eurocontrol PEGASUS Tools aus. Die Ergebnisse der Auswertungen mit dem „evalGBAS“ wurden mit denen des PEGASUS verglichen. Dieser Vergleich dient der Einschätzung der Validität mit den beiden Werkzeugen erzielten Ergebnisse. Abbildung 6.12: Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung mit GBAS Shelter und Traktor (Photos: DSNA, Pierre Ladoux) 6.3.7 GAST-D-Systemvalidierung Vorgehen zur Bewertung der Systemleistungsfähigkeit Die Validierung der Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems stützt sich auf die Ergeb- nisse im SESAR-Vorhaben. Demzufolge ist das Vorgehen in den SESAR-Berichten P15.3.6 D16 System Validation Plan, [CFC+12] und D32 Extended System Verification Report und [COK+16] dargelegt. Die Messungen der Leistungsfähigkeit erfolgten mit unabhän- gigen Monitoren, die statische GBAS-Nutzer simulieren. Zusätzlich wurden die EURO- CONTROL PEGASUS Tools genutzt, um einen Vergleich der Ergebnisse zu gewährleis- ten. Durch die Bewertung für einen statischen GBAS-Nutzer wird die Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems gemessen. Eine spezifische Flugzeugimplementierung wird dabei nicht berücksichtigt. Die flugzeugspezifischen Eigenschaften wurden durch Flugversuche mit Verkehrs- und Geschäftsflugzeugen durch das SESAR Projekt P9.12 ergänzt. Dabei ist das primäre Be- wertungskriterium die Leistungsfähigkeit des automatischen Landesystems. Die Flugver- suche dienten hier dazu, die in den Simulationen gemachten Annahmen zu bestätigen und liefern die Bestätigung, dass die Gesamtleistungsfähigkeit im Zusammenspiel der Bord- und Bodenkomponenten erreicht wird. Vorgehen zur Verfügbarkeitsbewertung Etwas eingehender soll das Vorgehen zur Verfügbarkeitsbewertung unter Berücksichti- gung der spezifischen Bodensubsystemeigenschaften beschrieben werden. Eine zusätzliche 158 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Bewertung ist aus Bodensicht erforderlich. Diese soll die Designentscheidungen im Boden- subsystem berücksichtigen und es ANSPs erlauben, einzuschätzen, dass die betrieblichen Anforderungen erfüllt sind. Ein mögliches Vorgehen aus Sicht des Bodensubsystems hat d.Verf. abgeleitet und im SESAR-GAST-D-Systemprojekt (P15.3.6), Forschungsbericht D26, [Sch16] beschrieben und wird im Folgenden zusammengefasst. Für GBAS setzt sich die Systemverfügbarkeit aus der Verfügbarkeit der drei Subsysteme zusammen. Die Sa- tellitenkonstellation bestimmt die Geometrie, ausgedrückt über den DOP-Faktor und für GAST-D zusätzlich das svert. Die Anteile von Bord- und Bodensubsystem wirken einer- seits über ihre Fehleranteile σair und σPR_GND,100, sowie über den kombinierten Bord- Bodenanteil DL und DV , der den bodenseitigen RMSPR_GND,30-Anteil enthält. Diese Anteile bilden die Verfügbarkeit der xPL, d.h. die konstellationsabhängige (Langzeit-) Wahrscheinlichkeit dafür, dass xPL < xAL und svert < svert,max. Zusätzlich hängt die Systemverfügbarkeit von der Verfügbarkeit der Bord- und Bodenkomponenten ab. Gegenüber GAST-C erfordert die GAST-D-Verfügbarkeitsbewertung einen erweiterten Ansatz mit Schwerpunkt auf die Landung und Landebahn unter Berücksichtigung der zusätzlichen GAST-D-Parameter. GAST-D-Verfügbarkeitssimulationen wurden zunächst im Zusammenhang mit der an- fänglichen Analyse vom SESAR-GAST-D-Bordprojekt (P9.12) durchgeführt (s. [AA12]). Dabei wurde ein minimaler Wert der geforderten Verfügbarkeit des Gesamtsystems von 99,9% gefordert. Dieser Wert kennzeichnet die Verfügbarkeit unter Berücksichtigung der Satellitenkonstellation und der Zuverlässigkeit der Komponenten. Für die Verfügbarkeit unter Berücksichtigung der Satellitenkonstellation, inklusive ausgefallenen Satelliten wur- de ein Wert von 99,997 % gefordert. Für GAST-D ist neben der Bewertung der xPL-Verfügbarkeit auch die Verfügbarkeit der Geometriebewertungsparameter svert erforderlich. Diese Parameter werden bordseitig zur Auswahl einer Satellitengeometrie verwandt, die den flugzeugspezifischen Kompromiss zwischen FTE und NSE so gewährleisten, dass die TSE-Anforderung erfüllt ist. Die Bestimmung der Anteile von Geometrie- und Leistungsfähigkeit zur Verfügbarkeit basieren auf folgenden Werten: • Gemessene und berechnete Satellitensichtbarkeiten, • Koordinaten der Referenzantennen, • dem minimalen Elevationswinkel von 5° sowie evtl. ausmaskierter Bereiche (für den PT in Toulouse war eine Maskierung nicht nötig. D. Verf. hat den möglichen Einfluss jedoch in [SKSB13] analysiert). • einem svert,max = 4, für den das GAST-D Konzept abgeleitet wurde, • dem konfigurierten σPR_GND,100, • und der Satellitenkonstellation. Die Satellitenkonstellation wird für folgende Annahmen berücksichtigt: • Alle 31 Satelliten in Sicht (volle Satellitenkonstellation): Damit bestimmt sich die typische Geometrieverfügbarkeit, die praktisch vorliegen kann. Sie ist jedoch opti- mistisch für Fälle, in denen mehr als 12 Satelliten für die Positionslösung genutzt werden können, da die Bordgeräte maximal 12 Satelliten in der Positionslösung verarbeiten können (s. MOPS [RTC08b]). 6.3 Zusammenfassung der durchgeführten Messreihen und Untersuchungen 159 • Minimale (nominale) Konstellation mit 24 Satelliten: Diese ergibt sich, wenn die zusätzlichen Reservesatelliten nicht berücksichtigt werden (vom US DoD garantier- te Konstellation). Eine Degradierung auf diese Konstellation erfolgte in den ver- gangenen 18 Jahren nur einmal (historische Daten sind unter [AG17] einsehbar). Damit erlaubt die Berücksichtigung dieser Konstellation eine konservative Angabe der Verfügbarkeit, die immer noch Raum für evtl. Satellitenausschlüsse durch z.B. Monitoraktionen bietet. • Degradierte Konstellationen mit Ausschluss von einem bzw. zwei Satelliten: Damit sind 23, bzw. 22 Satelliten nutzbar. Gegenüber der typischen Konstellation entfallen damit 8 bis 9 Satelliten. Derartige Degradierungen sind sehr unwahrscheinlich und wurden in den vergangenen 18 Jahren nie beobachtet. Damit werden die xPL berechnet, wobei entweder alle sichtbaren Satelliten, nur die nomi- nalen Satelliten bzw. entsprechende Degradierungen berücksichtigt werden. Die Wahl der nicht-verfügbaren Satelliten der degradierten Konstellation erfolgt per Zufallsauswahl aus den nominalen Satelliten (gleichverteilt). Es wird eine Vielzahl von Simulationsdurchläu- fen mit verschiedenen zufälligen Ausschlüssen von einem oder zwei Satelliten durchgeführt (Monte-Carlo-Ansatz). Entsprechend der Angaben im GPS SPS [US08] werden folgende Wahrscheinlichkeiten für die Verfügbarkeit der Satelliten zugrunde gelegt: Tabelle 6.3: Satellitenverfügbarkeit gemäß GPS SPS ([US08], Tabelle 3.7-3) Konstellationsstatus N-0 N-1 N-2 N-3 N-4 0,95 0,035 0,015 0 0 Wobei entsprechend [AA12] angenommen wird, dass die Wahrscheinlichkeit der Fälle N, N-1 und N-2 100% beträgt. Bewertungskriterien der Satellitenverfügbarkeit sind die Folgenden: • Die Anzahl an Satelliten • Die Anzahl an Geometrien mit mehr als vier Satelliten • die Anzahl an Geometrien mit svert < 4 • der GDOP • die VPL Die Beschränkung auf den VPL erfolgt, da dieser schlechter als der LPL ist. Das VPL wird gegen das VAL verglichen, welches gemäß ICAO Annex 10 maximal 10 m für den relevanten Teil von Anflug und Landung betragen darf. Für den Nachweis der Komponentenverfügbarkeit des Bodensubsystems definiert ED- 114A [EUR13] das Vorgehen für das Bodensubsystem für GAST-C anhand der Langzeit- beobachtung. Eine vollständige Komponentenanalyse wird hier nicht durchgeführt (diese wäre Bestandteil einer Systemzulassung). Des weiteren ist das Vorgehen in der B-Revision des ED-114 für GAST-D anzupassen. Die Komponentenverfügbarkeit wird über die be- kannten Redundanzkonzepte gewährleistet. Im Rahmen dieser Arbeit wird auf den mo- dellierten Wert zurückgegriffen. 160 Vorgehen zum Nachweis der Leistungsfähigkeit Ein weiterer analysierter Indikator wurde v. Verf. für die Bewertung des GAST-D- Prototypen aufgestellt. Die Anzahl an Empfängern, die die ausgestrahlten PRC berech- nen, lässt sich aus dem Datenrundfunk berechnen und ist damit ein Indikator für die Datenrundfunkverfügbarkeit. Dabei kam ein extrem konservativer Ansatz zur Anwen- dung, indem jedes verlorene Sample eines Empfängers in die Bewertung einfloss. Die Leistungsfähigkeit ist jedoch gewährleistet, wenn bis zu drei Samples von mehr als zwei Empfängern zeitgleich verloren gehen. Mit diesem Ansatz ist dieser Wert der Verfügbar- keit immer kleiner als 100 %, wenn von einem der Empfänger ein einzelnes Sample in einem Tagesdatensatz verloren geht. Kapitel 7 Evaluation und Ergebnisse 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 7.1.1 Bestimmung der nominalen Fehleranteile Ergebnisse der Labormessungen Das thermische Rauschverhalten des Empfängers wurde aus Messungen am GNSS- Simulator bestimmt. Zusätzlich wurden Messungen unter Verwendung der Dachantennen des Labors durchgeführt. Die Ergebnisse der Code- und Phasenmessung im Vergleich zur Simulation sind im Anhang F.1 dargestellt. Damit ist gezeigt, dass die Modellierung des Empfängerverhaltens für das thermische Rauschen und des C/N0 im ungestörten Fall korrekt erfolgt. Ferner wird bestätigt, dass das Trägerphasenglättungsfilter, als lineares zeitinvariantes Filter, die Wahrscheinlichkeitsdichte nicht verändert. Übersicht über die Ergebnisse des nominalen Verhaltens im Feld Das reale Verhalten der Empfänger-Antennenkombination lässt sich nur im Feld unter realen Aufstellungsbedingungen korrekt bestimmen. Aus diesen Messungen lässt sich ei- nerseits die Stärke der PRC-Fehler, ausgedrückt durch RMSPR_GND sowie das nominale Rauschverhalten der Monitortestmetriken bestimmen. Der Schwerpunkt der hier darge- stellten Ergebnisse liegt auf dem RMSPR_GND. Das Monitorverhalten ist exemplarisch im Zusammenhang mit dem gestörten Verhalten gezeigt. Die Ergebnisse beider Genauigkeitsbewertungsverfahren, CMC- und B-Wertanalyse werden gezeigt und verglichen. Damit erfolgt neben der Darstellung der Genauigkeit auch ein Vergleich der Bewertungsverfahren und Erkenntnisse für die Anwendung der Verfahren werden angegeben. Schwerpunktmäßig wird die Standardabweichung der PRC-Fehler be- trachtet. Die Mittelwerte sind insbesondere aus den im Anhang angegebenen Ergebnissen zu entnehmen. Für die Analysen wurden alle Samples verwendet. Der Vergleich zu Ergebnissen unter ausschließlicher Verwendung unabhängiger Samples d. Verf. ist in [Sch16] angegeben. Neben der Darstellung des RMSPR_GND wird die Verteilungsfunktionen der PRC- Fehler dargestellt. Ergebnisse der Messungen mit Kernkomponenten des GBAS-Bodensubsystems am Sonderlandeplatz Pattonville Abbildung 7.1 zeigt die Standardabweichung der CMC-Werte über dem Elevationswin- kel für 2 m und 3 m Phasenzentrumshöhe jeweils für eine einzelne Antenne (M = 1). Die Datensatzlänge beträgt 24 h. Dabei ist zu beachten, dass diese Messungen als schlechtest mögliches („Worst-Case“) nominales Verhalten im Feld zu betrachten sind, da während der Messungen noch nicht die endgültigen Komponenten (LNA und Kabel) verwendet 161 162 Evaluation und Ergebnisse wurden und v.a. im Fall der Antenne mit einer PCH von 3 m blanke Stahlplatten im Boden das Ergebnis beeinflussen. (a) 2 m PCH (b) 3 m PCH Abbildung 7.1: Während des Feldversuchs in Pattonville gemessene RMSPR_GND(M = 1) der Antenne Einzelantennen am Flughafen Toulouse / Blagnac und Vergleich der Bewer- tungsverfahren Die Ergebnisse des RMSPR_GND aus CMC-Werten der einzelnen Antennen des Pro- totypen am Flughafen Toulouse/Blagnac sind in Abbildung 7.2 gezeigt. RMS(CMC ) für Rx1; RMS(CMC ) für Rx2; 30, 100 100 Toulouse GAST D PT, Ph3 Toulouse GAST D PT, Ph3ü avg CMC = 0.043 m 0.2 100, Rx1 0.2 avg CMC = 0.044 m100, Rx2 avg CMC = 0.056 m avg CMC = 0.059 m 30, Rx1 30, Rx2 0.1 0.1 0 0 0 20 40 60 80 100 0 20 40 60 80 100 θ [°] θ [°] RMS(CMC ) für Rx3; RMS(CMC ) für Rx4; 100 100 Toulouse GAST D PT, Ph3 Toulouse GAST D PT, Ph3 avg CMC = 0.057 m 0.2 100, Rx3 avg CMC = 0.034 m 0.2 100, Rx4 avg CMC = 0.074 m 30, Rx3 avg CMC = 0.041 m30, Rx4 0.1 0.1 0 0 0 20 40 60 80 100 0 20 40 60 80 100 θ [°] θ [°] Abbildung 7.2: RMSPR_GND,100 aus CMC100-Werten, Datensatzlänge: 24 h Das RMSPR_GND aus B-Werten, die aus CMC Werten für 30 s und 100 s Träger- phasenglättung berechnet wurden, ist in Abbildung 7.3 gezeigt. Die B-Werte aus CMC Werten erlauben die Einschätzung der Gültigkeit der CMC-Analyse. Zum Vergleich ist das RMSPR_GND für 30s und 100 s Trägerphasenglättung aus B- Werten (echte B-Werte) der Langzeitbeobachtung in Abbildung 7.4 gezeigt. Weitere Ergebnisse zum Gesamtsystem sind in Anhang F.2 dargestellt. RMS(CMC (M=1)) [m] RMS(CMC (M=1)) [m] 100 30, 100 RMS(CMC (M=1)) [m] RMS(CMC (M=1)) [m] 100 100 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 163 RMS CMC−basierte B−Werte für Rx1 RMS CMC−basierte B−Werte für Rx2 PR_GND PR_GND Toulouse GAST D PT, Ph3 Toulouse GAST D PT, Ph3 0.2 0.2 avg RMS = 0.017 m PR_GND, B100, Rx1 avg RMS = 0.017 mPR_GND, B100, Rx2 0.1 0.1 avg RMS = 0.025 m avg RMS = 0.026 m PR_GND, B30, Rx1 PR_GND, B30, Rx2 0 0 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 θ [°] θ [°] RMS CMC−basierte B−Werte für Rx3 RMS CMC−basierte B−Werte für Rx4 PR_GND PR_GND Toulouse GAST D PT, Ph3 Toulouse GAST D PT, Ph3 0.2 0.2 avg RMS = 0.023 m avg RMS = 0.017 m PR_GND, B100, Rx3 PR_GND, B100, Rx4 0.1 0.1 avg RMS = 0.032 m avg RMS = 0.026 m PR_GND, B30, Rx3 PR_GND, B30, Rx4 0 0 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 θ [°] θ [°] Abbildung 7.3: RMSPR_GND,100 aus BCMC,100-Werten, Datensatzlänge: 24 h B−Wert Langzeitbewertung: gemitteltes RMS PR_GND avg RMS = PR_GND, 1 0.017689 0.04 avg RMS = PR_GND, 2 0.016106 avg RMS = PR_GND, 3 0.02 0.022749 avg RMS = PR_GND, 4 0.017495 0 avg RMS =PR_GND, avg 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 0.018533 θ [°] B−Wert Langzeitbewertung: relative Abweichung der einzelnen Antennen vom gemittelten Wert avg, rel ∆(RMS ) =PR_GND, 1 −0.04694 0.4 avg, rel ∆(RMS ) = 0.2 PR_GND, 2 −0.12372 0 avg, rel ∆(RMS ) = PR_GND, 3 −0.2 0.22447 avg, rel −0.4 ∆(RMS ) = 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 PR_GND, 4−0.05529 θ [°] Abbildung 7.4: RMSPR_GND,100, bestimmt aus B-Werten des Datenrundfunks über die ausgewerteten Datensätze der Langzeitbeobachtung Die zeitliche Veränderung des RMSPR_GND,100 lässt sich Abbildung 7.5 entnehmen. Die x-Achse zeigt den Elevationswinkel, die y-Achse entspricht dem jeweiligen Daten- satz von 24 h Länge. Die farbliche Kodierung stellt das RMSPR_GND,100 dar. Die Daten decken einen Zeitraum von ca. zwei Jahren ab, wobei nicht für jeden Tag ein Ergebnis enthalten ist. Jede farblich kodierte horizontale Linie der Abbildung entspricht damit dem RMSPR_GND,100 eines Tages. In dieser Darstellung werden auch kleine Veränderungen im Umfeld der Antennen erkennbar. Diese Eingriffe umfassen die Optimierung der Installati- on, z.B. durch Abdecken der Mannlochdeckel der Kabelschächte, Tauschen der Antennen in der Datenverarbeitung der GBAS-Station, um das abweichende Verhalten von Antenne #3 zu analysieren oder die Anpassung der Systemkonfiguration. In Abbildung 7.5 sind Relative Abweichung avg RMS [m]PR_GND avg RMS [m] avg RMS [m] PR_GND, B, Rx3 PR_GND, B, Rx1 avg RMS [m] avg RMS [m] PR_GND, B, Rx4 PR_GND, B, Rx2 164 Evaluation und Ergebnisse diese Eingriffe jeweils gekennzeichnet. Ohne manuelle Eingriffe zeigt sich ein sehr stabiles zeitliches Verhalten. Abbildung 7.5: Veränderung des RMSPR_GND,100 bestimmt aus B-Werten über der Zeit Bestimmung der Verteilungen Die histogrammbasierten Wahrscheinlichkeitsdichteverteilungen der CMC-Werte als repräsentative Kenngröße für den PRC-Fehler sind in Abbildung 7.6 für 30 s und 100 s Trägerphasenglättung, über alle Antennen des Bodensubsystems gemittelt (M = 4), dargestellt. Der Kern der Verteilungen folgt weitestgehend einer Normalverteilung. Dieser Teil wird vom thermischen Rauschen dominiert. Der Einfluss der nominalen Mehrwege- ausbreitungsfehler aufgrund der Bodenreflexion ist in den Randbereichen der Verteilung erkennbar. Diese Abweichung ist für die 100 s Trägerphasenglättung stärker ausgeprägt, was am geringeren Rauschanteil liegt. Zum Vergleich ist jeweils eine Normalverteilung mit identischer Standardabweichung der realen Verteilung und einer Normalverteilung, die die Randbereiche der realen Verteilung überdeckt, abgebildet. Abbildung 7.7 zeigt die Bewertung der Randbereiche der CCDF der CMC-Werte mit dem extremwerttheoretischen Ansatz. Die einzelnen Teile, CCDF, Bootstrapping CCDF der generalisierten Paretoverteilungen und resultierende überdeckende CCDF sind abge- bildet. Im Diagramm der CMC100-CCDF ist zum Vergleich die überdeckende CCDF, die sich aus der konservativen Ableitung aus Einzelfaktoren ergibt und zu einem Inflationsfak- tor von 4,5 führt, dargestellt. Diese CCDF entspricht dem am Prototypen konfigurierten 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 165 Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Normalverteilung: K =1.6105; σ =0.064379 Normalverteilung: K =1.7716; σ =0.058638 2 inf ovb 2 inf ovb 10 10 NV(Daten) NV(Daten) H(Daten) H(Daten) 0 PDF 10 PDF OVBOVB 010 −2 10 −2 10 −4 10 −4 10 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 0.3 σ [m] σ [m] Daten Daten (a) PDF (CMC30) (b) PDF (CMC100) Abbildung 7.6: Histogrammbasierte Wahrscheinlichkeitsdichteverteilungen der CMC-Werte CCDF und Randbereichbewertung: CMC30 CCDF und Randbereichbewertung: GAST D PT, 0 GAST D PT, Toul, Mai/2016 Toul, Mai/2016 0 10 10 Überdeckende der −110 CCDF(σ ~0,15 m)PR_GND, D ungünstigsten −2 −2 10 Bootstrapping CCDF 10 eCCDF −3 Überdeckende 10 −4 −4 10 CCDF mit 10 1⋅10−5 −510 Konfidenzintervall −6 −6 10 10 Bootstrapping −7 CCDFs 10 −8 −8 10 Überdeckende der unteren 10 eCCDF 1/10−5 Konfidenz −910 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 range of data CMC [m]100 (a) CCDF (CMC30) (b) CCDF (CMC100) Abbildung 7.7: Extremwertbasierte Bewertung der Randbereiche der CMC-Verteilungen mit generalisierten Pareto-Verteilungen Wert. Demgegenüber ist der Inflationsfaktor der CCDF einer Normalverteilung, die die generalisierten Paretoverteilungen vollständig überdeckt (hellgrüne Kurve) mit 2,5 gerin- ger. Zusätzlich sind CCDF von Normalverteilungen verschiedener Grade der Überdeckung, ausgehend von der Überdeckung der mittleren Randbereichsverteilung über die CCDF mit 95% Überdeckung hin zu vollständiger Überdeckung, abgebildet. Der Inflationsfaktor mit vollständiger Überdeckung ist mit 2,5 immer noch größer als der Inflationsfaktor, der die Einzel-PDF (und auch die entsprechende CCDF) in Abbildung 7.6 überdeckt. Dieser beträgt ca. 1,78. CCDF PDF [−] CCDF PDF [−] 166 Evaluation und Ergebnisse 7.1.2 Bestimmung der zeitlich korrelierten Anteile Rauschverhalten Empfänger Die gemessene Autokorrelationsfunktion der 100s trägerphasengeglätteten Messung am GNSS-Simulator ist im Vergleich mit der eines Tiefpasses 1. Ordnung mit 100 s Zeitkonstante in Anhang F.2, in Abbildung F.4, angegeben. Die theoretische AKF des linearen Filters verläuft deckungsgleich zur gemessenen AKF des trägerphasengeglätte- ten Rauschens und bestätigt, dass das thermische Rauschverhaltens dem theoretischen Verhalten entspricht. Verhalten im Feld Die im Feld gemessene AKF ist in Abbildung 7.8 gezeigt. Normalisierte Autokorrelation der CMC pro PRN 100 über die ACF Verschiebung τ, Toul, 2016/02/18 1 Modell ACF 0.8 ideale ACF (nur Trägerphasenglättungsfilter) 0.6 −1 0.4 e 0.2 0 erwarteter Wert entsprechend Zeitkonstante −0.2 des Trägerphasenglättungsfilters (T = 100 s → 200 samples) −0.4 0 1000 2000 3000 4000 τ [samples] Abbildung 7.8: Gemessene (normalisierte) Autokorrelation der CMC-Werte in Toulouse Zum Vergleich sind in Abbildung 7.8 die AKF des 100 s Trägerphasenglättungsfilters (schwarze Kurve) sowie die AKF des in Kapitel 4 vorgeschlagenen Modells (dunkelgrü- ne Kurve) angegeben. Es wird deutlich, dass die AKF des erweiterten Modells näher an den AKF der Messwerte liegt. Es ist außerdem erkennbar, dass die AKF des Modells der eines Filters 1. Ordnung mit deutlich größerer Zeitkonstante entspricht. Die Modellpara- meter wurden empirisch aus dem gemessenen Leistungsdichtespektrum der CMC-Werte bestimmt. Die logarithmischen Leistungsdichtespektren der ungeglätteten sowie der 30 s und 100 s trägerphasengeglätteten CMC-Werte sind in Abbildung 7.9 abgebildet. Neben dem Trä- gerphasenglättungsfilter ist eine zweite Zeitkonstante bei hohen Frequenzen erkennbar, die auf das Regelverhalten der Code- und Phasenregelschleifen zurückzuführen ist. Es ist deutlich erkennbar, dass die Eckfrequenz der CMC-Werte nur bedingt mit der Eckfre- quenz der Trägerphasenglättungsfilter zusammenfällt. Zusätzlich sind die theoretischen Leistungsdichtespektren aus den Modellannahmen dargestellt. Es zeigt sich deutlich, dass die Modellierung mit PT1-Filter und einer Eckfrequenz entsprechend der Glättungszeitkonstante unzureichend ist. Das in Kapitel 4 entwickelte PDT1-Modell entspricht eher dem tatsächlichen Verhalten. Die Zeitkonstanten der Re- gelschleifen sind nicht modelliert, diese könnten über ein zusätzliches PT1-Verhalten mit ACF 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 167 einer kleinen Zeitkonstanten nachgebildet werden. (logarithmisches) Leistungsdichtespektrum der gemessenen CMC Werte, Toulouse, PRN29 10 0 −10 P (CMC ) yy 0 −20 P (CMC ) yy 30 P (CMC ) −30 yy 100 P (G ), T =0 s yy PDT1 CCS −40 P (G ),T = 30 s yy PDT2 CCS P (G ), T = 100 s yy PDT2 CCS −50 P (G ), T = 30 s yy PT1 CCS P (G ), T = 100 s −60 yy PT1 CCS f , T = 100 s f , T = 30 s e e f , T = 450 s f , T = 70 s e 2 e V −70 −4 −3 −2 −1 0 10 10 10 10 10 f [Hz] Abbildung 7.9: (Logarithmisches) Leistungsdichtespektrum der CMC-Werte für PRN29 in Toulouse Die Parameter des in in Kapitel 4 abgeleiteten Modells wurden empirisch angepasst und lauten: • TMP = 70s • T2 = 450s Das Modell beschreibt die Verhältnisse für die Varianz und Korrelation sowie für die spektrale Verteilung zutreffend. Es beinhaltet in der vorgestellten Form jedoch keine Ele- vationswinkelabhängigkeit, da die Variation über den Elevationswinkel für das GAST-D- Bodensubsystem sehr klein ist und daher vernachlässigt werden kann. Werden im Boden- subsystem andere Komponenten verwendet, müssten die Modellparameter ggf. elevations- winkelabhängig ausgedrückt werden. 7.1.3 Bestimmung der räumlich korrelierten Anteile Wie in Kapitel 4 gezeigt wurde, führt die Korrelation zwischen den Antennen des Bo- densubsystems zu einer reduzierten Effektivität der Mittelung über die Antennen des Bodensubsystems. Die Verhältnisse der Standardabweichungen der über die Antennen gemittelten CMC-Werte zu den ungemittelten (RMSCMC100(M=4)) sind in Abbildung 7.10 RMSCMC100(M=1) gezeigt. Die (bivariate) Korrelation der CMC-Werte zwischen den Antennen zeigt 7.10. Da die bivariate Korrelation dargestellt ist, resultieren sechs Kurven für die möglichen sechs Kombinationen der Antennen. Mit Gleichung 7.1 lässt sich die Verbindung zwischen beiden Darstellungen herstellen. Aus Abbildung 7.11 lässt sich ein gemessener mittlerer Wert der Korrelation Ravg = 0, 38 ablesen. P [dB] yy 168 Evaluation und Ergebnisse Effekt der Mittelung über die Antennen: Effekt der Mittelung über die Antennen: Verhältnisse der Standardabweichungen der Verhältnisse der Standardabweichungen der CMC Werte aller (M=4) zu dem der einzelnen (M=1) CMC Werte aller (M=4) zu dem der einzelnen (M=1) 100 i 100 i 1.5 1.5 Rx1 r = 0.81452 Rx1 r = 0.72075 avg,100 avg,30 Rx2 r = 0.76891 Rx2 r = 0.6724 avg,100 avg,30 Rx3 r = 0.61647 Rx3 r = 0.55371 avg,100 avg,30 Rx4 r = 0.7723 Rx4 r = 0.67913 avg,100 avg,30 1 1 √ 2 √ 2 √ 3 √ 3 √ 4 Erwarteter Wert für M=4 √ 4: Erwarteter Wert für M=4 0.5 0.5 0 0 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 θ [°] θ [°] (a) RMSCMC100(M=4) (b) RMSCMC30(M=4)RMSCMC100(M=1) RMSCMC30(M=1) Abbildung 7.10: Verhältnisse der Standardabweichungen der CMC-Werte der einzelnen Antennen zu denen aller Antennen über dem Elevationswinkel Bivariate (Pearson) Korrelation zwischen den Antennen für 100 s CCS 1 0.5 0 −0.5 r r r r r r 12 13 14 23 24 34 0.42925 0.29503 0.44143 0.34476 0.4572 0.35955 −1 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Abbildung 7.11: Räumliche Korrelation der CMC100-Werte über dem Elevationswinkel Damit berechnet sich das erwarte Mittelun√gsverhältnis zu: σM=4 1 M(1 + (M − 1)R)= = σM=1 SN(M,R) √ M 4(1 + (4− 1) · 0, 4) = 4 = 0, 74 (7.1) Dieses Ergebnis deckt sich mit Abbildung 7.10, dem ein gemessener mittlerer Mit- telungswert von ca. 0, 73 entnommen werden kann. Ungenauigkeiten ergeben sich durch σ (M=1) / σ (M=4) CMC,100 CMC,100 r [−] xy Averaging Ration for CMC,30 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 169 Abweichungen der einzelnen Korrelationen und Standardabweichungen (v.a. für Antenne #3), da das Modell identische Standardabweichungen und Korrelationen der Antennen annimmt. 7.1.4 Vergleich der angewandten Analyseverfahren Im Zusammenhang mit den ersten GBAS-Aktivitäten in Europa, die auf einer Daten- sammlung eines GBAS-(GAST-C)-Prototypen bzw. zusätzlicher Antennen beruhten, hat d. Verf. erste Vergleiche der Verfahren angestellt. Diese sind in [SF07a] dargestellt. Die Messkampagne am Frankfurter Flughafen wurde von A. Lipp in [LQR+05] beschrieben. Im Zusammenhang mit der Entwicklung und Bewertung des GAST-D-Prototypen soll dieser Vergleich im Folgenden aktualisiert werden. Die erzielten Ergebnisse sollen grundsätzlich identisch sein. Wie gezeigt wurde, sind sie es nicht. Das wird besonders deutlich, wenn die Korrelation zwischen den CMC-Werten einer Antenne und den entsprechenden B-Werten bestimmt wird. Tabellen 7.1 und 7.2 geben diese an. Wenn CMC- und B-Wertanalyse zu gleichen Ergebnissen führen würden, wäre die Korrelation zwischen den Ergebnissen Eins. Die Korrelation zwischen dem CMC-Ergebnis des einen Empfängers und dem B-Wertergebnis eines anderen Empfängers wäre nach GBAS-Theorie gleich Null. Die Korrelation zwischen dem CMC- und B-Wertergebnis identischer Empfänger ist mittel bis hoch, aber nicht nahe Eins (> 0,9). Die Korrelation wird durch den Rauschan- teil im CMC- und B-Wertergebnis des jeweiligen Empfängers beeinflusst. Die Differenz der Korrelation zu einem Wert von Eins bedeutet, dass 20 - 40 % nicht identische Stan- dardabweichung zwischen CMC- und B-Wertergebnis vorliegen oder anders formuliert: das B-Wert-Verfahren liefert bis zu 40% zu optimistische Ergebnisse. Die Kovarianz (Ko-Standardabweichung) zwischen B-Wert- und CMC-Wertverfahren ist für zwei verschiedene Empfänger stets negativ. Wie auch aus der Analyse in Anhang D.2.3 hervorgeht, zeigt sich der zwischen den Antennen korrelierte Anteil als negative Ko-Standardabweichung. Die zusammengefassten CMC- und B-Wertergebnisse, ausgedrückt als Standardabwei- chungen, entsprechend einem mittleren RMSPR_GND der verschiedenen Verfahren, sind in Tabelle 7.3 für die CMC100 und CMC30, in Tabelle 7.4 für die BCMC,100 und BCMC,30, in Tabelle 7.5 für die B100 und B30 des Datenrundfunks und in Tabelle 7.6 für die aus den PRC berechneten B-Werte angegeben. Tabelle 7.1: Korrelation der CMC- und B-Werte für 30 s Trägerphasenglättung (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) B1 B2 B3 B4 CMC30,Rx1 0,5860 -0,2521 -0,4223 -0,2506 CMC30,Rx2 -0,1822 0,6286 -0,3310 -0,1968 CMC30,Rx3 -0,1978 -0,1569 0,7981 -0,1476 CMC30,Rx4 -0,1499 -0,1664 -0,2979 0,6476 170 Evaluation und Ergebnisse Tabelle 7.2: Korrelation der CMC- und B-Werte für 100 s Trägerphasenglättung (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) B1 B2 B3 B4 CMC100,Rx1 0,6871 -0,2683 -0,3924 -0.2677 CMC100,Rx2 -0,2114 0,7280 -0,3356 -0,2296 CMC100,Rx3 -0,2118 -0,2027 0,8379 -0,1811 CMC100,Rx4 -0,2032 -0,2232 -0,3116 0,7255 Tabelle 7.3: Zusammenfassung der Ergebnisse der CMC-basierten Bestimmung der nominalen Genauigkeit des GAST-D-Bodensubsystems (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) avg RMSRMS PR_GND,30PR_GND,30 [m] avgRMSPR_GND,100 [m] RMSPR_GND,100 RMSCMC,100,Rx1 0,056 0,043 1,3 RMSCMC,100,Rx2 0,059 0,044 1,34 RMSCMC,100,Rx3 0,074 0,057 1,3 RMSCMC,100,Rx4 0,041 0,034 1,2 RMSCMC,100,Rx1...4 0,038 0,032 1,19 Tabelle 7.4: Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genauigkeit des GAST-D Bodensubsystems aus B-Werten, die aus CMC-Werten bestimmt wurden (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) avg RMSRMSPR_GND,30 [m] avgRMS [m] PR_GND,30PR_GND,100 RMSPR_GND,100 RMSB,100,Rx1 0,026 0,017 1,48 RMSB,100,Rx2 0,026 0,017 1,54 RMSB,100,Rx3 0,032 0,023 1,41 RMSB,100,Rx4 0,026 0,017 1,51 RMSB,100,Rx1...4 0,028 0,019 1,48 Tabelle 7.5: Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genauigkeit des GAST-D-Bodensubsystems aus B-Werten des Datenrundfunks mit PEGASUS CAP (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) avg RMSRMS PR_GND,30PR_GND,30 [m] avgRMSPR_GND,100 [m] RMSPR_GND,100 RMSB,100,Rx1 - 0,01 - RMSB,100,Rx2 - 0,009 - RMSB,100,Rx3 - 0,02 - RMSB,100,Rx4 - 0,009 - RMSB,100,Rx1...4 - - - 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 171 Tabelle 7.6: Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genauigkeit des GAST-D-Bodensubsystems aus B-Werten, bestimmt mit normaler GBAS-Datenverarbeitung aus PRC (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) avg RMSRMS PR_GND,30PR_GND,30 [m] avgRMSPR_GND,100 [m] RMSPR_GND,100 RMSB,100,Rx1 0,025 0,018 1,39 RMSB,100,Rx2 0,026 0,018 1,46 RMSB,100,Rx3 0,032 0,024 1,33 RMSB,100,Rx4 0,026 0,018 1,44 RMSB,100,Rx1...4 0,028 0,019 1,47 Die CMC-basierte Analyse liefert die größeren Werte, was erwartbar ist, da der ge- meinsame Fehleranteil infolge nominaler Mehrwegeausbreitung erhalten bleibt. Mit der CMC-basierten Analyse liegen jedoch weniger Daten bei tiefen Elevationswinkeln vor, da das Trackingverhalten der (semicodeless) L2-Messungen schlechter ist und das Antennen- diagramm der L1/L2-Antenne zu tiefen Elevationswinkeln das Halten des Kontakts zum Satellit erschwert. Eine Mehrfrequenzmessung an den Bodensubsystemantennen ist nicht möglich, da andere Vorverstärker benötigt würden und eine Signalteilung zu erhöhtem Rauschen und damit verfälschten Aussagen führt. Es wurden drei Variationen der B-Wert-Analyse durchgeführt. Die B-Wert-basierten Ergebnisse liegen deutlich unter den CMC-basierten, da der gemeinsame Fehleranteil auf- gehoben wird. Damit misst das B-Wert-Verfahren v.a. den Rauschanteil. Das wird auch aus den, im Vergleich zum CMC-Verfahren, höheren Werten der Verhältnisse zwischen 30 s und 100 s Glättung deutlich. Die Ergebnisse der B-Wertanalyse aus PRC-Werten deckt sich mit dem der B-Werte, die aus CMC-Werten bestimmt wurden. Das zeigt, dass das CMC-Verfahren gültige Ergeb- nisse für den nominalen PRC-Fehler liefert (obwohl bei tiefen Elevationswinkeln weniger Daten vorliegen). Der Kurvenverlauf der B-Wert-basierten Ergebnisse weicht von dem der CMC-basierten Ergebnisse leicht ab. Diese Unterschiede werden insbesondere bei Elevationswinkeln um 70 - 80 ° deutlich, also der Bereich, in dem das Antennendiagramm eine geringere Emp- findlichkeit aufweist. Vor allem das B-Wert-basierte Verfahren liefert einen Kurvenverlauf, der dem des reinen Rauschverhaltens (aus Simulationen und ZBA-Messungen) deutlich ähnlicher ist. Das bestätigt ebenfalls, dass im B-Wert-Ergebnis ein höherer Rauschanteil enthalten ist. Die Analyse anhand von B-Werten des Datenrundfunks liefert deutlich kleinere Werte, da die Auflösung der B-Werte im Datenrundfunk mit 5 cm deutlich im Vergleich zu ihrer Standardabweichung zu groß ist. Mit sehr langen Messdauern lässt sich dieser Nachteil ausgleichen. Das PEGASUS CAP Modul ist jedoch derzeit nicht in der Lage, das Genau- igkeitsergebnis aus mehreren Datensätzen zu bilden. Damit muss der Eingangsdatensatz in CAP bereits lang genug sein. Der Zeitraum beträgt etwa eine Woche, wie in [EUR13] angegeben. Es sollten alle Samples verwendet werden, da sich unter Verwendung völlig unkorrelierter Samples erheblich längere Messzeiten ergäben. Außerdem sind die Korre- lationszeiten der B-Werte wegen des höheren Rauschanteils deutlich kleiner. Die lange Messzeit stellt jedoch hohe Anforderungen an den Rechner zur Datenauswertung, da die Daten auf einmal verarbeitet werden müssen. Ein Aneinanderhängen von z.B. Ergebnis- 172 Evaluation und Ergebnisse sen von Tagesdatensätzen ist nicht möglich, da diese jeweils zu kleine Ergebnisse liefern und der wahre Wert nicht erreicht wird 1. Ferner ist es anhand der B-Werte des Datenrundfunks nicht möglich eine Aussage zur Genauigkeit der 30 s geglätteten PRC zu treffen. Der Vorteil der Analyse anhand von B-Werten des Datenrundfunks liegt darin, eine zutreffende Aussage zur Anzahl an Daten auch bei tiefen Elevationswinkeln zu liefern. Zusammenfassend wird klar, dass die Genauigkeitsbewertung des GBAS unter Einsatz beider Verfahren, CMC- und B-Wert Analyse, erfolgen soll. Die CMC-Werte repräsentie- ren den größten Teil der nominalen PRC Fehler. Daher erlaubt das CMC-Verfahren zu- verlässige Aussagen zur Genauigkeit inklusive der korrelierten Fehleranteile. Der Nachteil des CMC-Verfahrens ist der höhere Messaufwand und der größere Aufwand der Datenver- arbeitung. Daher ist das CMC-Verfahren für die dauerhafte (unabhängige) Überwachung im Betrieb nicht geeignet. Es sollte jedoch während der Installation und Kalibrierung einer GBAS-Bodenstation zum Einsatz kommen. Das B-Wertverfahren ermöglicht Aussagen zum nominalen Rauschniveau und zum Sa- tellitenempfang. Es lässt sich wesentlich einfacher umsetzen und kann für die unabhängige Überwachung im Betrieb eingesetzt werden. Die Ergebnisse der B-Wert-Analyse sollten jedoch mit einem Korrekturfaktor versehen werden. Der Korrekturfaktor kann aus der Differenz der CMC- und B-Wert-Ergebnisse in der Kalibrierphase des Installation be- stimmt werden. Der Korrekturfaktor ohne explizite Berechnung der Korrelation rxy kann wie folgt gewonnen werden: √ RMSPR_GND100,B = std(B) · csamplevar · M − 1 (7.2) RMSCMC(M = 4) ≈ RMSPR_GND(M = 4) (7.3)√ RMSCMC(M = 4) ∼ M − 1RMSB (7.4) √ σcorr = RMS2CMC − (M − 1)RMS2B (7.5) 7.1.5 Diskussion der Ergebnisse des nominalen Verhaltens Die geforderte Genauigkeit wird übertroffen. Neben dieser allgemeinen Feststellung sind folgende Punkte zu bemerken: • Der nominale PRC-Fehler des GAST-D-Prototyps ist mit einer Standardabweichung unter 5 cm sehr klein (Bei einem Geometriefaktor von 4 ist der Bodenstationsanteil am differentialkorrigierten Positionsfehler kleiner als 20 cm). • Die RMS(CMC) jeder einzelnen Antenne sind deutlich kleiner als die GADC1- Grenzkurve nach [ICA16b]. • Die gemitteltenRMS(CMC) sind kleiner als dieGADC4-Grenzkurve nach [ICA16b]. • Die Genauigkeit ist weitgehend unabhängig vom Elevationswinkel. Eine leichte Er- höhung des RMSPR_GND,X ergibt sich unter 10° und im Bereich um 70° aufgrund 1Die große Datenmenge muss den Einfluss der geringen Auflösung aufheben - das entspricht etwa einer Tiefpassfilterung wie beim Übergang von einem pulsweitenmodulierten Signal auf ein wertkontinuierliches. Die minimale Messdauer lässt sich auch anhand der Rice’schen Gleichung gemäß [RB66] bestimmen. 7.1 Evaluation des ungestörten Verhaltens 173 des Antennendiagramms. Die in den CMC-Werten sichtbare Spitze bei 80° resul- tiert aus erhöhten Werten für PRN15, stammt vom Satellitensignal, ist so nur in Toulouse beobachtbar und wurde v. Verf. in [SKSB13] analysiert. • Die Ergebnisse stimmen gut mit der Simulation für das generelle Verhalten überein. D.h. die Aufstellung erfolgte nahezu ideal. • Die Mittelung über die vier Antennen des Bodensubsystems ist erheblich weniger effektiv als es der Theorie entspricht. Praktisch entspricht das Ergebnis der Mitte- lung dem von zwei Antennen mit theoretischer Leistungsfähigkeit. Diese Tatsache muss bei der Ableitung der Integritätswerte berücksichtigt werden. • Der Mittelwert der CMC-Werte (im Anhang F.2, Abbildung F.5) zeigt den Einfluss der Phasenzentrumsvariation der Antenne und des lokalen Antennenumfeldes. Er ist wiederholbar - ist also in jedem Datensatz in gleicher Weise beobachtbar. • Zwischen den Antennen unterscheiden sich die Ergebnisse geringfügig. • Antennen #2 und #4 (s. Abbildung 6.8) zeigen eine leichte Erhöhung der Werte um 45°, die aus dem Antennendiagramm resultieren. Diese zeigen sich auch in den simulierten Ergebnissen (in Kapitel 5, Abbildung 5.15). • Antenne #3 zeigt etwas schlechtere Leistung: – Der Vergleich zwischen dem B-Wert-Ergebnis und der Rauschsimulation zeigt, dass der Kurvenverlauf sehr ähnlich ist und über den Elevationswinkel in glei- cher Weise erfolgt. – Daraus kann gefolgert werden, dass die schlechtere Leistung von Antenne #3 rauschgetrieben ist. – Die Elevationswinkelunabhängigkeit deutet darauf hin, dass der Einfluss mit der Installation zusammenhängt. Der Einfluss ist direkt an das Antennenumfeld bzw. die Antenne gebunden, wie aus dem Tausch der Antennen #3 und #4 (s. auch Abbildung 7.5) hervorgeht. Die Leistung der Antenne liegt jedoch im Rahmen, so dass keine weiteren Maßnahmen ergriffen wurden. • Antenne #4 zeigt den kleinsten Fehler und die kleinsten Unterschiede zwischen den 100 s und 30 s Ergebnissen. Das Rauschen ist also am geringsten und das CMC- Ergebnis von deterministischen Anteilen bestimmt. • Der prozentuale Unterschied der Genauigkeiten zwischen den Antennen #3 und #4, ist in Relation zum durchschnittlichenRMSCMC,100 vergleichsweise groß: 100(0, 057− 0, 034)/0, 0379 ≈ 60%. Allerdings muss beachtet werden, dass der gesamte Fehler bereits sehr klein ist (< 5cm), so dass sich kleine absolute Unterschiede in einem großen prozentualen Unterschied niederschlagen. • Die Ergebnisse der Modellierung wurden durch die Messungen bestätigt: durch das geringe Rauschen bestimmen die deterministischen Fehleranteile den nominalen Feh- ler, der sich vom Verhalten reinen Rauschens unterscheidet. Damit werden zwar theoretische Annahmen verletzt, durch den insgesamt kleinen Fehler sind sie akzep- tabel und erwünscht, da sich bessere Erkennung der Monitorverfahren im Boden- subsystem ergibt. 174 Evaluation und Ergebnisse Toulouse GAST D: σ Aktualisierung: resultierendes σ PR_GND PR_GND 0.35 Neues σ (M=4) 0.3 PR_GND,D GAD C 4 0.25 Altes σ (M=4) PR_GND,D 0.2 0.15 0.1 0.05 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Abbildung 7.12: Vergleich der zunächst ermittelten und später angepassten σPR_GND-Werte des GBAS-GAST-D-Prototypen in Toulouse Die Schutzfaktoren des Prototypen in Toulouse konnten basierend auf den erzielten und nachgewiesenen Ergebnissen und aufgrund der gemachten Erfahrungen mit dem Ver- fahren der Einzelfaktorbestimmung verringert werden (von ca. 5 auf ca. 4). Die sich erge- benden σPR_GND,D sind in Abbildung 7.12 im Vergleich zwischen dem nach Installation (2013) bestimmten und dem aufgrund der Langzeitbeobachtung neu bestimmten (2016) dargestellt. Die Größenordnung der Faktoren zur Überdeckung der empirischen CCDF der CMC- Werte und aller GPD-Verteilungen aus dem Bootstrapping der Randbereiche liegt bei etwa 2 bis 2,5. Dieser Faktor ist kleiner als der sich aus dem klassischen Überdeckungs- ansatz zur Bestimmung des σPR_GND,D ergebende. Die Langzeitergebnisse deuten darauf hin, dass eine weitere Verringerung, basierend auf dem Extremwertansatz, möglich ist. Sicherheit darüber lässt sich aus der Langzeitbeobachtung gewinnen: in über zwei Jahren Betrieb wurde ein maximaler PR-Fehler von 30 cm nie überschritten. Das entspricht ei- nem gemessenen Integritätsniveau von 2, 4·10−6/150s). Wie in Kapitel 5 festgestellt wurde, ist für eine Anwendung die Festlegung von Kriterien für die Schwellwertbestimmung der Randbereiche notwendig. Da es sich um ein empirisches Verfahren handelt, müssen lange Beobachtungen vorliegen. Zusätzlich fließen die weiteren Schutzmaßnahmen (ab welcher Fehlergröße schützen die Monitore) in die Festlegung der Schwellwerte ein. D.h. begleitend muss natürlich sichergestellt sein, dass die Verfahren der Korrektur- monitore so ausgelegt sind, dass σPR_GND-Verletzungen zuverlässig und schnell erkannt werden. D. Verf. hat in [SBK15] einige Ausführungen zu einem neuen (proprietären) Mehr- wegemonitor gemacht, mit dem eine schnelle und zuverlässige Erkennung von Störungen der PRC möglich ist und der die üblichen Korrekturüberwachungsverfahren ergänzt. In diesem Zusammenhang ist noch ein weiterer Punkt interessant: Wie aus den Mes- sergebnissen abzulesen ist, beträgt die Standardabweichung de√r B-Werte ca. σB ≈ 2cm. Der Schwellwert des B-Wertmonitors, TB = (KBσPR_GND)/ M − 1, ist gemäß [EUR13], 3.2.8.3 jedoch an das σPR_GND geknüpft. Dabei soll KB zwischen 5 und 6 liegen. K ⋅RMS , σ [m] σ PR_GND PR_GND 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 175 Für Systeme mit sehr geringem Rauschen (wie der hier behandelte Prototyp) kann sich so eine extreme Kontinuität des B-Wertmonitors ergeben. Aus der Integritätsforderung im Schrägentfernungsbereich für GAST-D ergibt sich ein maximal mögliches σPR_GND un- ter Vernachlässigung der a-priori-Wahrscheinlichkeit für das Vorhandensein eines Fehlers: max(PRE(Pmd ∼ 1 · 10−09)) = 1, 5m→ max σPRE = 0.246m max σPR_GND. Ein σPR_GND in dieser Größenordnung ergibt sich auch aus konservativer Anwendung des Schutzfaktorverfahrens wenn das RMSPR_GND aus CMC-Werten bestimmt wird. Da- mit liegt der kleinste Schwellwert des B-Wertmonitors bei 0,71 m, was ca. dem 36-fachen der Standardabweichung der B-Werte entspricht. Selbst mit einem σPR_GND von 12 cm, ergibt sich noch ein Verhältnis zwischen Schwellwert (35 cm) und Standardabweichung (2 cm) von mehr als 17. Es scheint angebracht, die Festlegung des KB-Faktors in der GAST-D Fassung des ED-114 flexibler zu gestalten bzw. aufzuheben. Damit wird aber auch deutlich, wie wirkungsvoll das geringe Rauschen und die nomi- nale Korrelation der Fehler die Erkennbarkeit für Fehler an einzelnen Empfängern durch den B-Wert-Monitor erhöht. 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 7.2.1 Feldmessergebnisse und Modell des Troposphäreneinflusses Ergebnisse der IGM-Testmetrik normal und gestört Abbildung 7.13 zeigt den zeitlichen Verlauf und die Wahrscheinlichkeitsdichte der IGM-Testmetrik ohne troposphärischen Einfluss. Die Testmetrik liegt ohne troposphä- rischen Einfluss innerhalb ihres Fehlerbudgets. Im gezeigten Beispiel beträgt die Stan- dardabweichung der überdeckenden PDF 4,7 mm, bzw. von weniger als 6 mm über län- gere Zeiträume. Damit ist eine ausreichende Erkennbarkeit ionosphärischer Gradienten gegeben und die theoretischen Annahmen sind erfüllt. Pdf für TOUL_R1 and TOUL_R2; σ = 2,2 mm, σ = 4.7 mm k =2,14 s,mod s,mod,ob ovb 2014/04/25 00:03:32 bis 2014/04/25 08:12:21 0 10 −1 10 −2 10 −3 10 −4 10 NV(Daten) −5 10 PDFOVB H(Daten) −6 10 −20 −10 0 10 20 σ Bins [mm] s,mod (a) Testmetrik (b) Wahrscheinlichkeitsdichte Abbildung 7.13: Ungestörtes Verhalten der Testmetrik des Monitors zur Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradienten pdf 176 Evaluation und Ergebnisse Allerdings treten die in Kapitel 5 bereits erwähnten troposphärischen Störeinflüsse auf. Wie Abbildung 7.14 entnommen werden kann, bewirken diese ein erhöhtes Rau- schen, wodurch die Fehlalarmrate steigt. Schwerwiegender ist jedoch, dass eine Erken- nung ionosphärischer Störungen nicht möglich ist. D.h. die Integrität des Monitors ist nicht gewährleistet. Abbildung 7.14: Gestörte Testmetrik des Monitors zur Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradienten, durch die rote Umrandung hervorgehoben Messtechnische Charakterisierung des troposphärischen Einflusses auf den Io- nosphärenmonitor Der Effekt wurde an allen GAST-D-Prototypen weltweit beobachtet. D.Verf. hat im Rahmen der Arbeiten der ICAO zur Validierung des GAST-D-Standards eine Charakte- risierung und Modellierung der troposhärischen Störungen vorgenommen. Die Ergebnisse dieser Untersuchungen wurden in [SBS+15] der GBAS-Arbeitsgruppe der ICAO vorge- stellt. Die Ergebnisse werden im Folgenden zusammengefasst. Das hier beschriebene Vorgehen zur Anpassung des IGM-Monitors und der Schutz- maßnahmen allgemein gestaltet sich wie folgt: • Charakterisieren und Modellieren des Einflusses • Bestimmung der Dauer der Störungen • Anpassung des IGM und Evaluation der geänderten Schutzmaßnahmen hinsichtlich ihrer Wirksamkeit • Bestimmung der neuen EIG-Ionosphärenparameter des MT2 Für diese Untersuchung wurden zusätzliche Daten der GAST-D-Prototypen in Hou- ston (USA) und Ishigaki (Japan) bereitgestellt. Abbildung 7.15 zeigt die in dieser Analyse identifizierten größten Störungen an den verschiedenen Orten im Vergleich. Der troposphärische Einfluss kann wie folgt charakterisiert werden: Es existieren drei- eckförmige Ereignisse mit großer Amplitude und einzelner Spitze sowie vergleichsweise kurzer Dauer (Amplitude 300 mm/km, Dauer zwischen zwei Nulldurchgängen der Test- metrik ∼ 120s). Diese sind kurz genug, um als zusätzlicher Rauschanteil der Testmetrik des ionosphärischen Gradientenmonitors angesehen zu werden. 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 177 Es existieren trapezförmige Ereignisse mit kleinerer Amplitude (∼ 150 mm/km) aber längerer Dauer (> 300 s). Diese beeinflussen den IGM in Form einer Mittelwertverschie- bung der Testmetrik. Ereignisse mit Doppelspitze zeigen ebenfalls große Amplituden und kurze Zeitdauern und repräsentieren entsprechend erhöhtes Rauschen der Testmetrik. Maximale beobachtete troposphärische Einflüsse für Houston, Ishigaki und Toulouse 300 Ishigaki PRN20 Ishigaki PRN22 200 Houston PRN31, Basislinie 12 Houston PRN27, 100 Basislinie 14 Houston PRN27, Basislinie 23 0 Houston PRN31, Basislinie 43 Toulouse PRN4, −100 Basislinie 12 Toulouse PRN15, Basislinie 24 −200 0 100 200 300 400 500 time [s] Abbildung 7.15: Maximale beobachtete troposhärische Störungen für die GAST-D-Protoypen in Houston, Ishigaki und Toulouse (s. auch d. Verf. in [SBS+15]) Im Besonderen sind folgende Formen unterscheidbar: Dreieckförmige Ereignisse: • Diese treten auf, wenn die Basislinienlänge der Referenzantennen in der Größenord- nung der Frontbreite liegt. • Die Ereignisse starten oft nicht ausgehend von einem Wert der Testmetrik DD = 0. Konservativ muss die erweiterte Basis ausgehend vom Minimalwert genutzt werden, um Größe und Dauer des troposphärischen Gradienten zu bestimmen. • Im Anschluss an den troposphärischen Gradienten folgt eine Region mit konstanter Verzögerung. • Diese flache Region mit konstanter Verzögerung formt die fallende Flanke des Drei- ecks. Trapezförmige Ereignisse: • Diese ergeben sich, wenn die Basislinienlänge kürzer als die Frontbreite ist. • Solange die Front nur eine Referenzantenne beeinflusst, steigt die Testmetrik. • Sind beide Antennen gleichermaßen von der Front betroffen, ergibt sich eine konstan- te Differenz zwischen beiden Antennen und die Testmetrik zeigt einen konstanten, von Null verschiedenen Wert. • Nachdem der steigende Teil der Front beide Antennen passiert hat, bewirkt die konstante troposphärische Verzögerung die fallende Flanke der Testmetrik, woraus insgesamt die Trapezform resultiert. g (=dd/b) [mm/km] 178 Evaluation und Ergebnisse • Das Trapez kann zu einem Dreieck mit deutlich höherer Amplitude an der Spitze erweitert werden. • Die fallende Flanke der Front führt zu einem weiteren Ereignis mit umgekehrtem Vorzeichen. • Typisch ist eine sehr lange Zeitdauer, jedoch mit begrenzter Amplitude der Test- metrik. • Das selbe Ereignis kann mehrere Satelliten beeinflussen, wie in den Daten aus Hou- ston beobachtet. Struktur mit Doppelspitze: • Diese ergeben sich aus trapezförmiger troposphärischer Front mit wachsendem Teil, kurzem konstanten Teil und fallender Flanke. • Die Basislinienlänge ist größer als die Gradientenbreite. • Die Front trifft zuerst die erste Antenne und bewirkt die steigende Flanke der Test- metrik. • Der konstante Teil führt zu konstanter Testmetrik, solange die zweite Antenne noch nicht betroffen ist. • Eine identische Struktur ergibt sich, wenn die gleiche Front den zweiten Satelliten der Doppeldifferenztestmetrik mit einer Verzögerung erreicht. • Die Struktur kann als zwei aufeinanderfolgende Fronten simuliert werden. Die Zusammenhänge sind in Abbildung 7.16 und Abbildung 7.17 dargestellt. Modell der troposphärischen Störungen Anhand der vorliegenden Daten und ausgewerteten Ereignisse wurde v. Verf. ein Mo- dell der troposphärischen Gradienten aufgestellt und von den Kollegen (Thales, Deutsch- land und ENRI, Japan) vor Vorstellung in der ICAO-Arbeitsgruppe durchgesehen und kommentiert. Die troposphärischen Ereignisse lassen sich als Keil modellieren. Die Aus- wirkungen hängen von der Stärke des Gradienten, der Frontbreite und der Windgeschwin- digkeit ab. Es wurden zwei Modelle aufgestellt. Eines zur Beschreibung großer Gradienten mit kurzen Frontbreiten. Das andere für kleinere Gradienten mit längerer Dauer. Abhängig von der Basislinienlänge und dem implementierten Monitor muss das jeweils limitierende Modell angewandt werden. Die Modellparameter sind nachfolgend angegeben. Modell 1: Große Gradienten mit kurzer Dauer: • Max. Amplitude (max. Tropo-Gradient): • Troposphärischer Gradient: gT ≈ 344mm/km • Frontbreite für größten Gradient: W = 180m • Windgeschwindigkeit: vw = 3m/s Große Frontbreiten mit geringen Windgeschwindigkeiten führen zu einem verschobe- nen Mittelwert der Testmetrik. Modell 2: Große Frontbreite / geringe Windgeschwindigkeit mit den Modellparame- tern: 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 179 • Troposphärischer Gradient: gT = 125 mm/km • Max. Frontbreite: W ≈ 1.4 km • Max. Troposphärischer Schrägentfernungsfehler: ER,Tropo ≈ 0.17 m • Geringste Windgeschwindigkeit mit vorhandenem Gradient: vw = 1, 6 m/s Abbildung 7.16: Zusammenhang zwischen tropospärischer Front und Doppeldifferenzbeobachtungen im IGM (d. Verf. und F. Beck in [SBS+15]) Es wird deutlich, dass der Schrägentfernungsfehler infolge der troposphärischen Fron- ten vernachlässigbar ist. Die Modelle erlauben die Simulation der troposphärischen Effekte auf das GBAS- Bodensubsystem mit dem IGM und wurden zur Bewertung des angepassten Konzepts zur Behandlung ionosphärischer Störungen angewandt. Anhand der Analyse von in Toulouse vorgenommenen Messungen wurde die Verbin- dung zwischen den Doppeldifferenzamplituden und der Dauer der Ereignisse bestimmt. Das sich ergebende Histogramm der Dauer über der Amplitude der Ereignisse ist in Ab- bildung 7.18 dargestellt. Dabei lässt sich folgendes feststellen: • Maximale Amplituden treten vergleichsweise selten auf (seltener als täglich). • Geringe Amplituden treten häufig und mit längerer Dauer auf. Diese Analyse hilft dabei, die erforderliche Zeit zu bestimmen, für die der IGM tropo- sphärischen Fronten widerstehen muss. Der Schwellwert des IGM muss dabei berücksich- tigt werden. Im Zusammenhang mit der nachfolgend dargestellten Ableitung der Schutz- maßnahmen wird darauf Bezug genommen. 180 Evaluation und Ergebnisse Abbildung 7.17: Zusätzliche Darstellung des Zusammenhangs zwischen troposphärischer Störung und Doppeldifferenzmessung (d. Verf. und F. Beck in [SBS+15]) Wird eine Erkennung ab 100mm/km mit einer Kontinuität des Monitors von ∼ 1x10− 08/15 s angestrebt, sind sehr lange „Überlebenszeiten“ von fünf Minuten notwendig. Mit einer Erkennung ab 250 mm/km sind die „Überlebenszeiten“ entsprechend kürzer (< 30 s) und erheblich realistischer erreichbar. Zeitdauer, für die die IGM Testmetric einen CDF der troposphärischen Störungen in Toulouse bestimmten Wert überschreitet mit einer Stärke des detektierten Gradienten > 100 mm/km; Daten: Toulouse Basislinie 1−2; 2014 (basierend auf 162 Datensätzen aus 2014) 300 1 250 0.8 200 0.6 150 100 0.4 50 0.2 0 20 25 30 35 40 45 0 (100) (120) (140) (160) (180) (200) 0 50 100 150 200 250 300 350 DD, (bzw. äquiv. Gradient) [mm] (bzw. [mm/km]) Äquivalenter Gradient [mm/km] (a) Histogramm der Dauer (b) empirische Verteilungsfunktion Abbildung 7.18: Statistische Charakterisierung der troposphärischen Störungen am Flughafen Toulouse / Blagnac (s. auch d. Verf. in [Sch16]) Dauer [s] Wahrscheinlichkeit 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 181 7.2.2 Ergebnisse und Schlussfolgerungen zum angepassten Konzept Die Ergebnisse der Simulationen zum angepassten Konzept der Behandlung anomaler ionosphärischer Störungen unter GAST-D werden im Folgenden dargestellt. Abbildung 7.19 zeigt den maximalen residualen ionosphärischen Fehler farblich kodiert über die Frontgeschwindigkeit auf der x-Achse und der Anfangsposition des Flugzeugs relativ zur Front bei Simulationsbeginn auf der y-Achse. Die Darstellung gilt für einen Gradienten von 500 mm/km und eine Frontbreite von 25 km. In der Darstellung ist der maximale Fehler, der sich aus den drei Geschwindigkeitsprofilen ergibt sowie der maximale Fehler aus der Anfangsposition gegenüber der Bodenstation, dargestellt. Damit fasst die Abbildung bereits Ergebnisse von Einzelanflugsimulationen zusammen. Dennoch liegen für die vollständige Erfassung zahlreiche dieser Diagramme entsprechend der Parameter des Bedrohungsmodells vor. Die Diskontinuität zwischen linker und rechter Halbebene resultiert aus der Darstel- lung der Flugzeugposition bezüglich der Front und nicht bezüglich der Bodenstation. Damit ergibt sich bei Vorzeichenwechsel der Frontgeschwindigkeit ein Sprung wegen der geänderten Frontgeometrie. Die Einzeldiagramme stellen die Fehlerreduktion infolge der verschiedenen Überwa- chungsverfahren dar. Das oberste linke Diagramm zeigt den maximalen Fehler ohne Schutzmaßnahmen. Das unterste linke Diagramm den verbleibenden maximalen Fehler mit allen Schutzmaßnahmen. In dieses Diagramm sind die Erkennungsbereiche der ein- zelnen Monitore eingetragen. Dabei sind überlappende Erkennungsbereiche nicht berück- sichtigt, da es um eine generelle Darstellung geht, anhand der sich ablesen lässt, welche Bedrohung durch das jeweilige Erkennungsverfahren erkannt wird. Wird aus diesen Abbildungen der maximale Fehler für die jeweiligen Bedrohungspara- meter extrahiert, lassen sich die Darstellungen in Abbildung 7.20 erzeugen, die für einen gegebenen Abstand zwischen LTP und GRP den maximalen Fehler über der Frontge- schwindigkeit darstellen. Die Zusammenfassung dieser Ergebnisse erlaubt die Ableitung der EIG-Parameter. Zusätzlich wurde die Verzögerung der Reaktion des IGM variiert. Die- se Verzögerung dient der Berücksichtigung der troposphärische Einflüsse. D.h. die IGM- Reaktion erfolgt erst, sobald der ionosphärische Fehler einen kritischen Wert erreicht. Diesen Abbildungen liegen für jeden LTP-Abstand und jede IGM-Verzögerung et- wa 1 Million simulierte Anflüge zugrunde. Diese Anzahl ist jedoch nur ein Subset über den gesamten Bedrohungsraum, um die Simulationszeit gering zu halten. Es wurden die minimalen und maximalen ionosphärischen Frontbreiten über den gesamten Geschwin- digkeitsbereich simuliert. Dabei sind die kürzeren Frontbreiten am schwersten erkennbar. Die Ableitung der EIG-Parameter basiert somit auf ca. 40 Millionen Anflügen. Die vol- le Simulation über alle Parameter mit höherer Auflösung würde mehr als eine Milliarde simulierte Anflüge erfordern. Zum Zeitpunkt der Durchführung dieser Analysen waren die finalen Schutzmaßnahmen noch nicht festgelegt. Nach Festlegung der endgültigen bord- seitigen Schutzmaßnahmen wäre zur Überprüfung eine vollständige Simulation mit hoher Auflösung durchzuführen, was im Rahmen dieser Arbeit nicht darstellbar ist. Abbildung 7.20 zeigt die Ergebnisse für einen LTP-Abstand von 330 m. Entsprechende Abbildungen für die weiteren Abstände wurden ebenfalls erzeugt, sind hier aber nicht abgebildet. Die Ergebnisse sind zusammenfassend in Tabelle 7.7 angegeben. Dabei ist für keine oder geringe Verzögerungen des IGM das erwartete Verhalten beob- 182 Evaluation und Ergebnisse achtbar. Der residuale Fehler wächst monoton mit dem GRP-LTP-Abstand. Für größere Verzögerungen zeigt sich interessanterweise ein abweichendes Verhalten. Die maximalen Fehler wachsen nicht mehr monoton mit dem Abstand. Stattdessen treten die maximalen Fehler für mittlere und nicht für maximale LTP-Entfernungen auf. Das Maximum liegt bei 3300 m GRP-LTP-Abstand. Tabelle 7.7: Maximaler differentialkorrigierter PR-Fehler aufgrund ionosphärischer Gradienten in Toulouse für verschiedene Verzögerungszeiten des IGM (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) DGRP−LTP 330 m 1100 m 3300 m 4500 m 5000 m EIG,raw 0,15 m 0,33 m 0,75 m 0,92 m 0,99 m g = 300 mm/km EIG,raw 0,25 m 0,54 m 1,25 m 1,56 m 1,65 m TIGM = 0 s; g = 500mm/km EIG,raw 0,7 m 0,6 m 1,4 m 1,8 m 1,9 m TIGM = 30 s; g = 500mm/km EIG,raw 1,78 1,58 m 1,48 m 1,28 m 1,33 m TIGM = 75 s; g = 500mm/km EIG,raw 0,7 m 2,96 m 3,18 m 2,76 m 2,54 m TIGM = 200 s; g = 500 mm/km Aus den Ergebnissen lässt sich ablesen, dass mit 75 s Verzögerung des IGM eine aus- reichende Begrenzung des maximalen residualen Fehlers möglich ist. Im Vergleich zu den bestimmten Zeitdauern des troposphärischen Einflusses in Abbildung 7.18 zeigt sich, dass eine Verzögerung der Reaktion des IGM von 75 s ausreichend ist, um den troposphärischen Einfluss passieren zu lassen und damit das „Blenden“ des IGM zu überstehen. Die EIG-Parameter für Toulouse bestimmen sich wie folgt. Wie zuvor erwähnt, lagen die Schutzmaßnahmen noch nicht in ihrer finalen Form vor. Daher basieren die folgen- den Ergebnisse teilweise auf Annahmen. Insbesondere wird angenommen, dass eine kurze Verzögerung des IGM angewandt wird. Um die Berücksichtigung spezieller Geometri- en zu umgehen, wird konservativ eine IGM-Zeit von 30 s berücksichtigt. Damit wächst der residuale Fehler monoton mit der LTP-GRP-Entfernung. Zusätzlich werden die EIG- Parameter so bestimmt, dass in einem GRP-LTP-Abstand von 5000 m der maximal zu- lässige Fehler von 2,75 m resultiert. Eine lineare Steigung ist wie folgt definiert: m = dy/dx. Die maximalen differentiellen Schrägentfernungsfehler für 30 s IGM-Verzögerung aus der Simulation sind: EIG(DGRP−LTP = 5000m) = 1, 9m EIG(DGRP−LTP = 330m) = 0, 7m (7.6) 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 183 4 4 x 10 Kein Monitor x 10 Boden CCD 5 5 5 5 4 4 3 3 0 0 2 2 1 1 −5 0 −5 0 −600 −400 −200 0 200 400 600 −600 −400 −200 0 200 400 600 ∆v [m/s] ∆v [m/s] 4 4 x 10 Bord CCD x 10 Boden & Bord CCD 5 5 5 5 4 4 3 3 0 0 2 2 1 1 −5 0 −5 0 −600 −400 −200 0 200 400 600 −600 −400 −200 0 200 400 600 ∆v [m/s] ∆v [m/s] 4 4 x 10 DSIGMA x 10 IGM 5 5 5 5 4 4 3 3 0 0 2 2 1 1 −5 0 −5 0 −600 −400 −200 0 200 400 600 −600 −400 −200 0 200 400 600 ∆v [m/s] ∆v [m/s] 4 x 10 Boden & Bord & IGM & DSIGMA 5 5 A/C & GND CCD & GND CCD IGM RDSIGMA 4 3 0 RDSIGMA A/C CCD 2 Max iono induced differential error g = 300 mm/km, W=25 km 1 x=5000 m sped profile = 3 vs. initial front distance D ; AC 0,ACF max(ε ) = 5 m iono color limit −5 0 −600 −400 −200 0 200 400 600 ∆v [m/s] Abbildung 7.19: Maximaler residualer ionosphärischer Fehler und Erkennbarkeit durch die verschiedenen Monitore D [m] D [m] D [m] D [m] 0,ACF 0,ACF 0,ACF 0,ACF ε [m] ε [m] ε [m] ε [m] iono iono iono iono D [m] D [m] D [m] 0,ACF 0,ACF 0,ACF ε [m] ε [m] ε [m] iono iono iono 184 Evaluation und Ergebnisse Residualer differentieller ionosphärischer Residualer differentieller ionosphärischer Fehler über Frontgeschwindigkeit: Fehler über Frontgeschwindigkeit: LFBO 330m; g = 500 mm/km; t = 0 sigm LFBO 330m; g = 300 mm/km; t = 0 s 0.25 igm 0.2 0.2 0.15 0.15 0.1 0.1 0.05 0.05 0 0 −1000 −500 0 500 1000 −1000 −500 0 500 1000 ∆ v [m/s] ∆ v [m/s] iono iono (a) 0 s IGM-Verzögerung, g=300 mm/km (b) 0 s IGM-Verzögerung, g=500 mm/km Residualer differentieller ionosphärischer Residualer differentieller ionosphärischer Fehler über Frontgeschwindigkeit: Fehler über Frontgeschwindigkeit: LFBO 330m; g = 300 mm/km; t = 30 s LFBO 330m; g = 500 mm/km; t = 75 s igm igm 2.5 3 2 2.5 2 1.5 1.5 1 1 0.5 0.5 0 0 −1000 −500 0 500 1000 −1000 −500 0 500 1000 ∆ v [m/s] ∆ v [m/s] iono iono (c) 30 s IGM-Verzögerung, g=300 mm/km (d) 75 s IGM-Verzögerung, g=500 mm/km Residualer differentieller ionosphärischer Residualer differentieller ionosphärischer Fehler über Frontgeschwindigkeit: Fehler über Frontgeschwindigkeit: LFBO 330m; g = 500 mm/km; t = 120 s LFBO 330m; g = 500 mm/km; t = 200 s igm igm 3 3 2.5 2.5 2 2 1.5 1.5 1 1 0.5 0.5 0 0 −1000 −500 0 500 1000 −1000 −500 0 500 1000 ∆ v [m/s] ∆ v [m/s] iono iono (e) 120 s IGM-Verzögerung, g=500 mm/km (f) 200 s IGM-Verzögerung, g=500 mm/km Abbildung 7.20: Beispiel der Simulation des maximalen ionosphärischen Fehlers mit Schutzmaßnahmen für Toulouse, Abstand zur Schwelle 330 m Damit ergibt sich die EIG-Steigung zu: = EIG(DGRP−LTP = 5000m)− EIG(DGRP−LTP = 330m)MEIG DGRP−LTP = 5000m−DGRP−LTP = 330m) = (1.9− 0.7)m(5 0 33) = 0, 3m/km (7.7)− . km E [m] E [m] E [m] iono iono iono E [m] E [m] E [m] iono iono iono 7.2 Evaluation des Einflusses der Ionosphäre 185 Eine vertikale Verschiebung wird so bestimmt, dass im 5 km GRP-LTP-Abstand ein EIG von 2,75 m resultiert: n = y −mx Dann ist der EIG am GRP: YEIG = EIG,max −MEIG ·DGRP−LTP,max YEIG = 2, 75− 0, 3 · 5 = 1, 25⇒ 1, 3m (7.8) Die EIG-Parameter werden mit 0,1 m Auflösung ausgestrahlt. Daher wird das Ergebnis auf 1,3 m aufgerundet. Die Zusammenhänge der Parameter sind in Abbildung 7.21 grafisch dargestellt. Resultierendes E über Distanz zwischen GRP und LTP IG in Toulouse / Blagnac für verschiedene Konfigurationen der bodenseitigen Schutzmaßnahmen 4 T = 0 s; IGM g = 0.3 m /km T = 0 s; 3 IGM g = 0.5 m /km T = 30 s; IGM g = 0.5 m /km 2 T = 75 s; IGM g = 0.5 m /km T = 200 s; 1 IGM g = 0.5 m /km Konfiguriertes E IG über D 0 GRP−LTP 0 1000 2000 3000 4000 5000 D [m] GRP−LTP Abbildung 7.21: Ableitung der EIG-Parameter aus den maximalen residualen Fehlern aufgrund ionosphärischer Gradienten 7.2.3 Zusammenfassung der Ergebnisse zur Berücksichtigung anomaler ionosphärischer Störungen beim GBAS GAST-D Basierend auf umfangreichen Simulationen unter Verwendung des v.Verf. entwickelten GBAS-GAST-D-Iono-Simulationsmodells und anhand des anhand von Messungen be- stimmten Troposphärenmodells lassen sich folgende Erkenntnisse ableiten: • Die maximal zulässige Verzögerungszeit des IGM beträgt 75 s (aus Iono-Simulation) • Dieser Zeitraum ist ausreichend, um die IGM-Blendung zu überstehen (aus Tropo- Modell) • Die EIG-Parameter für Toulouse sind: MEIG = 0, 3m/km YEIG = 1, 3m • Für geänderte Schutzmaßnahmen, insbesondere IGM-Verzögerungen, muss die Ver- änderung der Entfernungsabhängigkeit des maximalen residualen Fehlers berück- sichtigt werden. Es ist nicht ausreichend, nur den maximalen GRP-LTP-Abstand zu simulieren. E [m] IG 186 Evaluation und Ergebnisse Zusammenfassend lässt sich feststellen, dass mit dem GAST-D-Konzept eine ausrei- chende Behandlung anomaler ionosphärischer Störungen für mittlere geografische Breiten möglich ist. Diese Aussage ist noch messtechnisch mit implementierten Schutzmaßnahmen anhand von Prototypen im Feld zu verifizieren. Diese vollständige Verifikation mit implementiertem Verfahren konnte im Rahmen der hier vorgestellten Arbeiten nicht umgesetzt werden und muss mit zukünftigen Implemen- tierungen erfolgen. 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 7.3.1 Ergebnisse der Bodentests Hangarmessungen mit Simulationsergebnissen Abbildung 7.22 zeigt die Ergebnisse der Modellierung der Mehrwegeausbreitung für den Hangar in 25 m Entfernung. Die abgerundete obere Kante des Hangars ergibt sich aus der Projektion zum Phasenzentrum der Antenne. Die Kante ist eigentlich gerade. Die relevanten Schritte von der Verzögerung des reflektierten Signals, über die Phase des reflektierten Signals, den resultierenden PR- und CP-Fehler nach dem Empfänger sowie dem C/N0-Verhältnis sind abgebildet. Der Azimutwinkel entspricht dem vom Reflektor zum Satellit. Daher können die gemessenen Beobachtungswinkel direkt aufgetragen wer- den. Aus Sicht der Antenne befindet sich der Reflektor unter einem um 180° versetzten Azimut. Diese Darstellung lässt sich gut mit den Skyplots vergleichen. Eine direkte Über- führung in den Skyplot wäre möglich, indem die Simulationen statt in rechtwinkligen Koordinaten in Polarkoordinaten dargestellt werden. Mit dieser Art der Modellierung wird nicht direkt der Einfluss auf das Signal eines Satelliten, sondern der gesamte Einfluss des Reflektors für alle möglichen Satellitenspuren dargestellt. Somit ist die für GBAS relevante Bewertung des Einflusses eines Reflektors möglich. Der zeitliche Einfluss auf einzelne PRN lässt sich daraus bestimmen. Die Spur von PRN2 ist auf den Plot des PRE-Fehlers gelegt. Damit lässt sich der Vergleich zur zeitlichen Darstellung im unteren rechten Diagramm in Abbildung 7.22 ziehen. Die Simulation zeigt größere Fehler als die Messung. Das ist konservativ und damit wünschenswert. Die Messung setzt erst ab 5° ein, während die Simulationsergebnisse ab 0° Elevation vorliegen. Bei sehr tiefen Elevationswinkeln < 10◦) ergibt sich eine sehr geringe Frequenz der Mehrwegeoszillation. Über die Dauer eines Anfluges ergibt sich daher eine Mittelwertverschiebung der PRC durch den MP-Fehler. Mit wachsendem Elevationswinkel steigt die Frequenz der Mehrwegeoszillation, bleibt jedoch i. Vgl. zur Eckfrequenz des Trägerphasenglättungsfilters niedrig. Die Frequenz der Mehrwegeoszillation liegt im Bereich der Eckfrequenz des Träger- phasenglättungsfilters, d.h. die Wirksamkeit des Trägerphasenglättungsfilters ist herab- gesetzt. Die zeitlichen Verläufe stimmen sehr gut mit der Messung überein. Der Kurven- verlauf des PRE ist nicht exakt sinusförmig. Für negative Fehler ergeben sich Kerben im Kurvenverlauf, ähnlich eines Kammfiltereffektes. Im Frequenzspektrum ergeben sich dadurch zusätzliche höherfrequente Anteile. Die Trägerphasenglättung verrundet den ne- gativen Fehleranteil, wobei insgesamt ein eher sinusförmiger Verlauf resultiert. Anders ausgedrückt, die Oberwellen aus dem Kammfiltereffekt werden unterdrückt und der MP- Fehler durch das Trägerphasenfilter klar herausgestellt. 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 187 (a) Pfadverzögerung (b) MP Phase (c) Resultierender Schrägentfernungsfehler PRE (d) Trägerphasenfehler CPE Vergleich des simulierten und gemessenen (ungeglätteten) Mehrwegeausbreitungsfehlers am Hangar in 25 m Entfernung für PRN2 20 Simulation Messung 10 0 −10 230Simulation PRE 320 s Messung, CMC s −20 0 Messung, CMC 30 −30 Messung, CMC100 32000 33200 34400 GPS Sekunde des Tages [s] (e) C/N0 mit Mehrwegeeinfluss (f) PRE für PRN2 aus Simulation und Messung Abbildung 7.22: Simulation der Mehrwegeausbreitung am Hangar für 25 m Entfernung Abbildung 7.23 zeigt die Wahrscheinlichkeitsdichte der CMC-Werte für die MOB- Antenne in einem Abstand von 25 m zum Hangar. Es wird deutlich, dass die maximalen ungeglätteten Mehrwegefehler bis zu 80 m betragen können. In dieser Darstellung ist der MP [m] 188 Evaluation und Ergebnisse nominale Kernbereich mit einer Standardabweichung von 15 cm für die ungeglätteten CMC bzw. 4,5 cm für die 100 s geglätteten CMC kaum noch erkennbar. Die Mehrwege- fehler zeigen sich in stark erweiterten Randbereichen. Toulouse, Hangar 25 m; Wahrscheinlichkeitsdichten der CMC Werte eines Tages 1 10 PDF(CMC ) 0 0 10 PDF(CMC ) Normalverteilter, vom 30 Rauschen gekennzeichneter PDF(CMC ) -1 100 Kern 10 Übergang zu -2 10 gleichverteiltem Randbereich -3 10 σ GrenzenPR_GND k σ Grenzen -4 ffmd PR_GND 10 -5 10 -6 10 -7 10 -80 -60 -40 -20 0 20 40 60 80 CMC [m] Abbildung 7.23: Wahrscheinlichkeitsdichten der CMC für die Messung am Hangar in 25 m Entfernung Es ist außerdem auffällig, dass bis zu 20 m großen CMC-Werten die ungeglätteten und geglätteten Wahrscheinlichkeitsdichten nahezu deckungsgleich verlaufen. Das deutet darauf hin, dass die Trägerphasenglättung im Fall von wirkenden Mehrwegefehlern un- wirksam ist. Positive Fehleramplituden treten häufiger auf als negative. Das wurde bereits in den Simulationen deutlich. Die Einschätzung der Geometrie der Mehrwegeausbreitung ist anhand des Polarplots der Satellitenspuren in Abbildung 7.24 möglich. Die farbliche Kodierung entspricht dem ungeglätteten Mehrwegefehler am Empfängerausgang. Die Ergebnisse zeigen Folgendes (siehe auch Anmerkungen in den Diagrammen): • Der Mehrwegeausbreitungsbereich ist azimutal größer als theoretisch erwartbar. Das kann an zusätzlichen Objekten im Antennenumfeld (Baum und Zaun) liegen (siehe auch Abbildung 6.11). • In Elevationsrichtung ergibt sich eine gute Übereinstimmung mit der Theorie. • Die maximale Stärke des Mehrwegeausbreitungsfehlers ist größer als theoretisch erwartbar (30 m Theorie, 70 m Praxis). Aus empfängerinternen Messgrößen lässt sich jedoch ableiten, dass der Empfänger nicht mehr im linearen Bereich arbeitet und die Modelle damit nicht gültig sind. Für 50 m Entfernung ergibt sich wieder ein realistischeres Bild. • Im Diffraktionsbereich entstehen keine relevanten Fehler. Die Frequenz der resultie- renden Fehler ist hoch genug, dass die Trägerphasenglättung sie ausreichend weit reduziert. P D 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 189 Hangar 25 m CMC0 Mehrwegeaus- breitungsbereich Theorie: => 75° … 155° Zum Hangar Messung: +/-90° Diffraktions- (295°) bereich: Hauptstörungen Theorie: stimmen mit +/-30° => Theorie überein. 265° … 325° Erweiterter Messung: gestörter Bereich +30° / -40° umfasst 180° Messung stimmt Bedingungen im grundsätzlich mit erweiterten Bereich geometrischer zu klären. Region überein Abweichung Vom Hangar wegen (115°) nichtzentrischer Schwerpunkt Aufstellung der der MP Antenne vor der Fehler Hangarwand (a) Hangar in 25 m Entfernung      !(             !  !  " -.+  / #$   %  #0    & 12$3 '( (  ) #4+4 ' $ *+ (  ,+ ) $5    (b) Hangar in 50 m Entfernung Abbildung 7.24: Satellitenspuren farbcodiert mit Stärke des Mehrwegeausbreitungsfehlers für die Messungen am Hangar Statische Messungen mit A380 Abbildung 7.25 zeigt die gemessenen ungeglätteten, mit 30 s und 100 s trägerphase- geglätteten CMC-Werte während der statischen Messung mit A380 über dem Elevations- winkel. Links ist das Ergebnis an der MOB-Antenne gezeigt. Für diese Antenne wird ein Einfluss erwartet. In der Mitte ist das Ergebnis für Antenne #1 dargestellt. Für diese 190 Evaluation und Ergebnisse Antenne wird kein Einfluss erwartet, obwohl das SLW die LOCA leicht penetriert. Rechts ist das Ergebnis für Antenne #3 abgebildet. Für diese Antenne wird ein Einfluss wegen des großen Abstandes ausgeschlossen (siehe auch Abbildung 6.9 zur Antenneninstallati- on). Das erwartete Verhalten mit ausschließlichem Einfluss auf die MOB-Antenne wird bestätigt. Die Einflüsse treten bis zu Elevationswinkeln von etwa 90° auf. Die Einflüsse bei diesen Elevationswinkeln werden vom Rumpf mit seiner Krümmung hervorgerufen. Einflüsse des SLW sind auf den theoretischen Elevationswinkelbereich für einen ebenen Reflektor begrenzt (Auswertung durchgeführt, ohne Abbildung). Vergleich MOB Antenne vs. GBAS Antennen: CMC über Elevationswinkel GBAS Ant. #1: kein Einfluss GBAS Ant. #3: Einfluss MOB Ant.: Einfluss erwartet erwartet ausgeschlossen 8 m 2 m 2 m tCCS = 0 s tCCS = 0 s tCCS = 0 s max(|PRE|) ~ 9 m max(|PRE|) ~ 2 m max(|PRE|) ~ 2.25 m -10 m -2.5 m -2.5 m 3 m 0.4 m 0.5 m t = 30 s tCCS = 30 s CCS tCCS = 30 s max(|PRE|) ~ 3 m max(|PRE|) ~ 0.45 m -0.4 m max(|PRE|) ~ 0.35 m -0.4 m -4 m 0.4 m 0.3 m 1.5 m tCCS = 100 s t = 100 s tCCS = 100 s CCS max(|PRE|) ~ 1.25 m max(|PRE|) ~ 0.25 m max(|PRE|) ~ 0.35 m -1.5 m -0.4 m -0.3 m Y-Achenskalierung unterschiedlich Abbildung 7.25: Vergleich der Mehrwegeausbreitungsfehler zwischen den Antennen - Messung mit A380 Abbildung 7.26 zeigt die C/N0-Werte farbkodiert über Elevation und Azimut in kar- tesischer Darstellung im Vergleich zwischen Antenne #1 und der MOB-Antenne. Es zeigt sich für Antenne #1 nominales Verhalten ohne störende Einflüsse. Für die MOB-Antenne ist im Diffraktionsbereich der Einfluss des Objekts sichtbar. Interessanterweise bildet sich die Objektstruktur klar ab, man erhält also ein „GNSS“ Foto des Objekts (A380)2. In Abbildung 7.27 sind die bivariaten Korrelationen zwischen den Antennenpaaren gezeigt. Für alle Antennenkombinationen ohne MOB-Antenne zeigt sich die bereits dar- gestellte, vergleichsweise hohe Korrelation zwischen den Antennen. Alle Kombinationen mit der MOB-Antenne, die in Abbildung 7.27 rot eingekreist sind, zeigen eine Korrelation nahe Null. Damit kann nachgewiesen werden, dass der Einfluss tatsächlich nur auf die MOB-Antenne begrenzt ist. In Abbildung 7.28 ist der Vergleich der Analyse des Bodensubsystems unter Ein- fluss der durch den A380 hervorgerufenen Fehler dargestellt. Die Diagramme zeigen die RMSPR_GND aus B-Werten, wenn die MOB-Antenne in die GBAS-Datenverarbeitung 2Die „Belichtungszeit“ beträgt jedoch mehrere Stunden, damit ausreichend viele Satellitenspuren über das Objekt streifen 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 191 einbezogen ist (oben) und wenn diese durch eine Monitoraktion ausgeschlossen wird (un- ten). C/N über Elevation und Azimut C/N über Elevation und Azimut 0 0 für TOUL_A380_R1 für TOUL_A380_MOB 2015/07/24 00:08:54 − 2015/07/24 09:34:32 2015/07/24 05:33:34 − 2015/07/24 08:58:23 55 55 80 80 50 50 45 45 60 60 40 Abbildung des A380 40 40 40 in der Diffraktionsregion35 35 30 30 20 20 25 25 0 20 0 20 0 100 200 300 0 100 200 300 Azimut [°] Azimut [°] (a) Ant #1: Kein Einfluss (b) MOB Ant.: A380 Einfluss Abbildung 7.26: C/N0 über Elevation und Azimut an Ant #1 - Messung mit A380 mit Abbildung des Objekts in der Diffraktionsregion der MOB-Antenne Korrelationskoeffizienten für R1, R2, R3 and R4 2015/07/24 00:08:54 until 2015/07/24 09:30:36 0.8 CMC CMC CMC 0 30 100 0.6 0.4 0.2 0 R1−R2 R1−R3 R1−R4 R2−R3 R2−R4 R3−R4 R1 = TOUL_R1; R2 = TOUL_A380_MOB_refined; R3 = TOUL_R3; R4 = TOUL_R4 Abbildung 7.27: Reduktion der (räumlichen) Korrelation zwischen den Antennen durch die Mehrwegeausbreitungsfehler an einer Antenne - Messung mit A380 Es wird deutlich, dass die B-Werte der betroffenen Antenne den vorhandenen Fehler anzeigen. Da die B-Werte der anderen Antennen den Fehler ebenfalls enthalten, zeigen diese entsprechend erhöhte Werte. Mit Ausschluss der betroffenen MOB-Antenne zeigen die verbleibenden drei Antennen nominales Verhalten, mit dem immer noch nominale GAST-D-Leistungsfähigkeit erreich- bar ist. Damit wird deutlich, dass für eine zuverlässige Erkennung mit einer Kontinuität von ∼ 1 · 10−8/150s die Trennung der B-Werte durch rein varianzschätzende Verfahren zu gering ist und eine zuverlässige Erkennung nicht gegeben ist. Es sind andere Verfahren notwendig, die eine zeitliche Bewertung vornehmen. Das können z.B. der B-Wert-Monitor oder ein dezidierter MP-Monitor sein. Elevation [°] Correlation Coefficient mean C/N [dBHz] 0 Elevation [°] mean C/N [dBHz] 0 192 Evaluation und Ergebnisse (simuliertes) GBAS RMSPR_GND mit MOB-Antenne (simuliertes) GBAS RMSPR_GND ohne MOB-Antenne MOB = R2 abgeschaltet Abbildung 7.28: Vergleich des simulierten RMSPR_GND - Messung mit A380 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 193 Dynamische Messungen mit A380 Abbildung 7.29 zeigt am Beispiel der CMC-Werte von PRN15 den Unterschied im zeit- lichen Verhalten des MP-Fehlers zwischen dem dynamischen und statischen A380. Dabei wird bereits in dieser Darstellung klar, dass der Mehrwegeausbreitungsfehler eines großen, sich bewegenden Objektes praktisch nicht vorhanden ist. Sobald die Geschwindigkeit Null wird, zeigen sich die Mehrwegeausbreitungsfehler. Um diesen Sachverhalt eingehender darzustellen wurde eine statistische Analyse durch- geführt. In Abbildung 7.30 sind die Wahrscheinlichkeitsdichten der 30 s und 100 s CMC- Werte der MOB-Antenne für Zeiten ohne A380 in der Nähe der Antenne und Zeiten mit bewegtem A380 in der Nähe der Antenne dargestellt. Dabei zeigt sich kein relevanter Unterschied. Das wird auch aus dem Vergleich der statistischen Kenngrößen in Abbildung 7.8 deut- lich. Es sind jeweils für die 30 s und 100 s geglätteten CMC-Werte, mit und ohne dynami- schen Einfluss, die doppelte Standardabweichung, der Mittelwert, der Überdeckungsfaktor und die Anzahl an Messwerten angegeben. Es zeigt sich, dass für den rollenden A380 kein messbarer Einfluss vorliegt. Dynamischer Test: • PRN15 • A/C fuhr 8 Runden auf A/C fix an N1 Dynamischer Test TWY • Passierte MOB Ant. ~ alle 13 min. • A/C Stop an N1, P0 um • 08:20 UTC • 1854, 375616 GPS • Verlassen von N1, P0 um • 08:49 UTC • 1854, 377356 GPS P0: Position für statischen Test Abbildung 7.29: Beispiel Mehrwegeausbreitungsfehler dynamisch vs. statisch - Messung mit A380 Tabelle 7.8: Verifikation des Einflusses dynamischer (transienter) Reflektoren - Messung mit A380 (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [LS16a]) CMC30 CMC30 CMC100 CMC100 unbeeinflusst beeinflusst unbeeinflusst beeinflusst 2σCMC 0,142 m 0,118 m 0,110 m 0,093 m µCMC -0.0039 m 0,0033 m -0,0051 m -0,0045 m Kovb 1,46 1,61 1,1 1,1 Nsamp 7339 6831 6667 5616 194 Evaluation und Ergebnisse Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Normalverteilung: cmc30−MOB−dyn−unaffected−2 Normalverteilung: cmc30−MOB−dyn−affected−2 K =1.4641; σ =0.10384 K =1.6105; σ =0.095325 1 inf ovb 1 inf ovb 10 10 0 0 10 10 −1 −1 10 10 −2 NV(Daten) −2 NV(Daten) 10 10 H(Daten) H(Daten) PDF PDF OVB OVB −3 −3 10 10 −0.4 −0.2 0 0.2 0.4 −0.4 −0.2 0 0.2 0.4 σ σ (a) PDF (CMC30) ohne Einfluss des (b) PDF (CMC30) mit transientem A380 Einfluss des A380 Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Normalverteilung: cmc100−MOB−dyn−unaffected−2 Normalverteilung: cmc100−MOB−dyn−affected−2 K =1.1; σ =0.060687 K =1.1; σ =0.051139 1 inf ovb 2 inf ovb 10 10 0 1 10 10 −1 0 10 10 −2 NV(Daten) −1 NV(Daten) 10 10 H(Daten) H(Daten) PDF PDF OVB OVB −3 −2 10 10 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 σ σ (c) PDF (CMC100) ohne Einfluss des (d) PDF (CMC100) mit transientem A380 Einfluss des A380 Abbildung 7.30: PDF der CMC30 und CMC100 während des dynamischen Tests für Zeiten, zu denen der A380 weit entfernt war und für Zeiten als der A380 an der MOB-Antenne vorbeifuhr Messungen mit Shelter und Flughafenfahrzeugen Abbildung 7.31 zeigt das aus B-Werten bestimmteRMSPR_GND,100 undRMSPR_GND,30 mit dem Traktor in einem Abstand von 5 m zur Antenne #2. Für Antenne #2 ist eine Erhöhung der RMS-Werte gegenüber den anderen Antennen und gegenüber dem Normal- fall erkennbar. Der Einfluss ist für das RMSPR_GND,30 deutlicher ausgeprägt und betrifft alle Elevationswinkel bis 80°. Für 100 s Glättung betrifft der Einfluss v.a. tiefe Elevati- onswinkel. Dort zeigen sich gegenüber dem Normalfall doppelt so große RMS-Werte. Zum Vergleich ist das zeitliche Verhalten der B-Werte für PRN 1 im Vergleich für An- tenne #1 (links, ohne Einfluss) und Antenne #2 (rechts, mit Einfluss) in Abbildung 7.32 gezeigt. Für den Traktor in 5 m Entfernung treten Fehler in relevanter Größenordnung von 75 cm (100 s) und 1,1 m (30 s) auf. Beim konfigurierten σPR_GND,100 und einem K-Faktor des B-Wertmonitors von 5.6 würde er bei dieser Größe des Fehlers auslösen und die Integrität gewährleisten, woraus ein Kontinuitätseinfluss resultiert. PDF [−] PDF [−] PDF [−] probability density [−] 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 195 RMS RMS B,100(CMC) B,30(CMC) 0.15 0.15 RMS = RMS = RX1 RX1 0.019 0.0282 RMS = RMS = RX2 RX2 0.1 0.0281 0.1 0.0433 RMS = RMS = RX3 RX3 0.0259 0.0359 RMS = RMS = 0.05 RX4 RX4 0.05 0.0199 0.0294 RMS = RMS = Avg Avg 0.0232 0.0342 GAD C4 GAD C4 0 0 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 100 θ [°] θ [°] Mean Mean B,100(CMC) B,30(CMC) 0.1 0.1 0.05 0.05 RX1 RX1 RX2 RX2 0 RX3 RX30 RX4 RX4 Avg Avg −0.05 GAD C4 GAD C4−0.05 −0.1 −0.1 0 20 40 60 80 0 20 40 60 80 100 θ [°] θ [°] (a) RMSPR_GND,100 (b) RMSPR_GND,30 Abbildung 7.31: RMSPR_GND,100 und RMSPR_GND,30, bestimmt aus B-Werten, mit Traktor in 5 m Entfernung vor Antenne #2 µ [ m ] B ( C M C , 1 0 0 ) R M S [ m ] B ( C M C , 1 0 0 ) µ [ m ] R M S [ m ] B ( C M C , 3 0 ) B ( C M C , 3 0 ) 196 Evaluation und Ergebnisse Abbildung 7.32: Vergleich der B-Werte für PRN1 mit Traktor in 5 m Entfernung zu Ant. #2 Abbildung 7.33: Vergleich der B-Werte für PRN14 mit Ant. #2 in 25 m Entfernung zum GBAS-Shelter In Abbildung 7.33 ist das B-Wert-Ergebnis der Messung am Shelter in 25 m Entfernung für PRN14 im Vergleich zwischen Antenne #1 (links, ohne Einfluss) und MOB-Antenne (rechts, mit Einfluss) gezeigt. Bei tiefen Elevationswinkeln ist der Sheltereinfluss deutlich erkennbar. Bei der Bewertung muss berücksichtigt werden, dass der Shelter aus GFK besteht und somit einen kleinen Reflexionskoeffizienten aufweist. Für einen Shelter mit Metallwänden sind erheblich größere Einflüsse erwartbar, wie sich aus dem Vergleich mit den Hangarmessungen ablesen lässt. 7.3.2 Übersicht und Zusammenfassung bordseitiger Ergebnisse Simulationsstudie bordseitiger Mehrwegeausbreitungseffekte Für den bordseitigen Nachweis der verringerten Staffelungsabstände mit GBAS GAST- D ist neben dem bodenseitigen Einfluss auch zu zeigen, dass bordseitige Mehrwegeaus- breitungseinflüsse ausreichend berücksichtigt werden können. Diese Arbeiten wurden im SESAR-Vorhaben v.a. von Airbus für Verkehrsflugzeuge verschiedener Größen erbracht. 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 197 Grundlage bildeten zunächst Simulationen der Mehrwegeausbreitungsfehler in ver- schiedenen Szenarien mit anschließender messtechnischer Verifikation. Diese wurden in [LA13] veröffentlicht. Bordseitig sind MP-Fehler, die von Gebäuden oder anderen (z.B. am Rollhalt wartenden) Flugzeugen, hervorgerufen werden, von Interesse. Es wurde eine elektromagnetische Simulation der Fehler, basierend auf einem 3D-Modell des Flughafen- umfelds, der GPS-Antennenposition am Flugzeug und Satellitengeometrie durchgeführt. Es wurden die für CAT-III relevanten Flugphasen Anflug, Landung und Ausrollen sowie der Start untersucht. Für diese Bedingungen zeigte sich der Mehrwegeausbreitungseinfluss als langsam va- riierender Einfluss, der zu Mittelwertfehlern der Positionslösung führt. Die simulierten Fehlergrößen sind für CAT-III-Bordempfänger mit unter 60 cm gering. Für Bordempfän- ger mit geringer Bandbreite des Vorkorrelationsfilters und großem Chipabstand (GAST-C) wurden in den Simulationen erheblich größere Fehler bis 2,6 m bestimmt. Bordseitige Messungen Die Ergebnisse der messtechnischen Validierung sind in SESAR-Report P15.3.6 D32 [COK+16] zusammengefasst und in Form einer knappen Übersicht hier angegeben. Ziel war es, anhand der Analyse der bordseitigen Mehrwegeausbreitungseinflüsse für GBAS im Flughafenumfeld nachzuweisen, dass auch der Betrieb mit verringerten Staffelungsab- ständen durch die flugbetrieblich nicht relevanten sensitiven und kritischen Zonen möglich ist. Konkret bedeutet dass, zu zeigen, dass andere Flugzeuge und Flughafenobjekte, die sich auf angrenzenden Rollwegen bewegen oder stehen, keine Mehrwegeausbreitungsfehler in inakzeptabler Größe hervorrufen. Die Untersuchungen fanden ebenfalls am Flughafen Toulouse / Blagnac statt. Die bordseitig als relevant identifizierten Einflussgrößen sind ähnlich wie am Boden die Flugzeuggröße des beeinflussten Flugzeuges und des die Reflexionen hervorrufenden Flug- zeuges, die GNSS-Antenne, Empfängerauslegung und Datenverarbeitung. Für die Analyse wurden Daten des GBAS-GAST-D-Multi-Mode-Receiver-Prototypen und eines separaten GNSS-L1/L2-Zweifrequenzempfängers aufgezeichnet. Jeder Empfänger war an eine eigene Antenne eines A320 angeschlossen. Die Antennen befanden sich in einem Abstand von 1,62 m entlang der Flugzeuglängsachse. Daher sind die Mehrwegeausbreitungseinflüsse an beiden Antennen in zeitlicher Hinsicht unterschiedlich, allerdings werden die Einflüsse an beiden Antennen beobachtet. Als Bewertungsverfahren wurden die CMC-Analyse (mit Daten des Zweifrequenzemp- fängers) und die Positionsfehleranalyse des GAST-D-Prototyp-MMR angewandt. Die Tests wurden nach den zuvor beschriebenen Bodentests durchgeführt und konnten somit auf den gemachten Erfahrungen aufbauen. Folgende Testfälle wurden untersucht: • Test 1: Das Test-A/C wird im GAST-D-Modus statisch nahe eines großen Gebäudes betrieben: Der Test diente dazu, die größtmöglichen Fehler in einem betrieblich nicht vorkommenden Szenario zu bestimmen und die Vorgehensweise beim Test zu verifizieren. Daten wurden über mehrere Stunden aufgezeichnet. • Test 2 & 3: Das Test-A/C wurde im GAST-D Modus statisch nahe eines großen Flugzeugs (A380), das die Reflexionen hervorruft, in Abständen von 50 m und 100 m betrieben. Es wurde ein bestimmter Satellit als Zielsatellit ausgewählt, wobei alle Satelliten ausgewertet wurden. Das Szenario ist für die Erfassung der statischen 198 Evaluation und Ergebnisse Fehler betrieblich relevant. • Test 4 & 5 & 6: Das Test-A/C wurde im GAST-D-Modus betrieben und rollte mit verschiedenen Geschwindigkeiten an einem großen Flugzeug (A380) vorbei. Das Szenario ist für die Bestimmung der dynamischen Fehler betrieblich relevant. • Weitere Szenarien inkl. Anflug und Landung wurden definiert. Ihre Durchführung erübrigte sich mit den Erfahrungen der vorstehend beschriebenen Szenarien, da keine relevanten Einflüsse erwartbar waren. Bordseitige Ergebnisse Im Ergebnis konnten für das betrieblich nicht relevante Szenario die starken Einflüsse nachgewiesen werden - womit auch gezeigt wurde, dass sie messtechnisch erfasst wur- den. Es wurden Sprünge der Positionslösung bis zu 70 m und CMC-Fehler bis zu 20 m gemessen. Bei den Tests mit A380 als Reflektor wurden weder im NSE, noch in der CMC-Analyse integritätsbedrohende Fehlergrößen gemessen. Im statischen Szenario war jedoch ein er- höhtes Rauschen des NSE beobachtbar, wenn sich der Reflektor in einem Abstand von 50 m befindet. Die Größe des NSE blieb jedoch in einem für das Testflugzeug akzeptablen Rahmen und es wurden keine Sprünge der Position beobachtet3. Im dynamischen Test zeigte sich, dass ein Einfluss nicht beobachtbar war. Insgesamt decken sich die bordseitigen Ergebnisse mit den am Boden erzielten. Somit wurde auch bordseitig festgestellt, dass Mehrwegeausbreitungsfehler im betrieb- lichen CAT-III-Umfeld mit verringerten Staffelungsabständen ausreichend begrenzt sind. 7.3.3 Schlussfolgerungen zu Mehrwegeausbreitungseinflüssen Die Schlussfolgerungen werden auf verschiedenen Ebenen schwerpunktmäßig für die Bo- denergebnisse angegeben. Die betriebliche Schlussfolgerung beruht auf bord- und boden- seitigen Ergebnissen. Sie wurden v. Verf. in ähnlicher Form in [LS15] und [LS16a] formu- liert und mit DSNA abgestimmt: Analyse- und Bewertungsverfahren • Das CMC-Verfahren, wie von der FAA angewandt und in ED-114A [EUR13] darge- stellt4, erlaubt die Bestimmung von Mehrwegeausbreitungseinflüssen und ermöglicht eine genaue Charakterisierung der Einflüsse in der GBAS-Datenprozessierung. • Der Zweifrequenzempfänger, der für die Bestimmung des ionosphärischen Anteils der CMC-Messungen genutzt wird, soll nicht an die getestete Antenne angeschlossen werden. Stattdessen ist eine separate, räumlich getrennte Antenne zu nutzen. Die räumliche Separation soll mindestens 150 m betragen. • Es sollen Zweifrequenzempfänger mit Uhrnachführung („clock steering“) oder einem kurzen Uhrenkorrekturintervall genutzt werden. Die Uhrenkorrektur soll für die PR- 3Exakte Werte gab Airbus nicht bekannt, da im GAST-D-Konzept die finale Aufteilung für den spe- zifischen Kompromiss zwischen FTE und NSE bordseitig erfolgt. Allerdings kann gefolgert werden, dass der NSE-Fehler einen Wert von 4 m in keinem Fall überschritt. Dieser Wert wurde als Maximum für die in SESAR durchgeführten Tests vereinbart. 4D.h. als Zweifrequenzverfahren 7.3 Evaluation des Einflusses der Mehrwegeausbreitung 199 & CP-Messungen gleichermaßen erfolgen. Unter diesen Bedingungen ist eine Bias– Entfernung unnötig und ein Einfluss auf die Messergebnisse entfällt. Auswertungswerkzeuge • Das (proprietäre) evalGBAS und das PEGASUS Tool liefern nahezu identische Er- gebnisse. Der Vergleich ist hier nicht dargestellt, er ist in [LS16a] und [LS16b] an- gegeben. • Es wurden kleine Unterschiede im Verhalten der CCS-Filter zwischen evalGBAS und PEGASUS festgestellt. Charakterisierung der Mehrwegeausbreitungseinflüsse • Der statische A 380 führt zu Mehrwegeausbreitungsfehlern, während der rollende A380 keine Fehler hervorruft, wenn er sich in der äußeren LOCA in mindestens 50 m Abstand zur Antenne befindet. • Die Größe der Fehler durch den statischen A 380 ist kleiner, als mit den Model- len vorhergesagt. Das liegt am hohen Anteil an Faserverbundwerkstoffen. In den Simulationen wurde Aluminium als Material angenommen. • Ein großes Gebäude (Hangar) mit hohem Reflexionskoeffizient der Wände, in der mittleren LOCA (4m < D < 50m), führt zu extremen Mehrwegeausbreitungs- fehlern und einer erheblichen Degradierung der GBAS-PRC über alle Azimut- und Elevationswinkel. Die Stärke des Einflusses ist größer als modelliert. Der Empfänger arbeitet unter diesen Bedingungen außerhalb seines linearen Bereiches. • Der Bereich der Degradierung ist größer als die rein geometrische Mehrwegeausbrei- tungsregion. • Der Traktor und der Shelter führen zu messbar erhöhten Mehrwegeausbreitungsfeh- lern. • Der Shelter und der Traktor führen in den untersuchten Szenarien nicht zu einem Mittelwertfehler. Die PRC-Fehler bleiben im statistischen Sinn rauschähnlich, äu- ßern sich also über eine größere Varianz der Fehler. • Für den Shelter ergibt sich in kürzeren Abständen zur Antenne eine Größe der Mehr- wegeausbreitungsfehler, die zu Monitorreaktionen führen. Sie überschreiten den no- minalen Bereich und würden zu einer Verletzung des σPR_GND führen. • Der Einfluss des Shelters verschwindet für Abstände größer 75 m. • Für den Shelter ergeben sich wesentlich größere Mehrwegeausbreitungsfehler, wenn dieser aus Metall besteht, statt aus Faserverbundwerkstoff wie der GBAS-Shelter in Toulouse. • Die gemessenen Fehler durch den Traktor verletzen die Integrität des GBAS nicht und Monitorreaktionen wurden in den untersuchten Szenarien nicht beobachtet. Allerdings wurde eine Erhöhung der Monitormetriken einiger Korrekturmonitore beobachtet. Für andere Szenarien, wie anderer Ort, größeres Fahrzeug, andere Aus- richtung usw. muss daher angenommen werden, dass Monitorreaktionen erfolgen können, die dann die Kontinuität beeinträchtigen. 200 Evaluation und Ergebnisse • Mit korrekter Aufstellung des GBAS-Bodensubsystems ist stets nur eine einzelne Antenne von den Mehrwegeausbreitungseinflüssen eines Reflektors beeinflusst. In Bezug auf die untersuchten Szenarien und Reflektoren gewährleistet die LOCA, dass nur eine einzelne Antenne beeinflusst wird. Effekte auf die GBAS-Bodenstation • Die Effekte im Bodensubsystem stimmen grundsätzlich mit den Erwartungen über- ein. • Die Monitorreaktionen wurden verifiziert. Aus den Echtzeitdaten der GBAS-Station und die Datenauswertung interner Größen ließ sich bestätigen, dass abgestufte Mo- nitorreaktionen die Anforderungen an die Integrität erfüllen, während gleichzeitig ein Maximum an Kontinuität erhalten bleibt. Kriterien der Ortsaufstellung und LOCA • Die Kriterien der Antennenabstände wurden bestätigt. • Die LOCA-Abmessungen gewährleisten für die gegebene Architektur die Integrität und Kontinuität. • Für die untersuchte Architektur des GBAS-Bodensubsystems bleiben die LOCA- Abmessungen für GAST-D so gültig, wie sie für GAST-C definiert wurden. • Innerhalb der mittleren LOCA sollen sich keine statischen Objekte befinden. • Transiente Objekte innerhalb der mittleren LOCA sind kritisch, da die Kontinuität beeinträchtigt werden kann. Im GAST-D-Betrieb sollten diese nicht vorkommen. Im GAST-C-Betrieb können transiente Objekte innerhalb der mittleren LOCA zulässig sein, wenn diese koordiniert werden.5 • Innerhalb der äußeren LOCA sollen sich keine statischen Objekte befinden. Transi- ente Objekte können toleriert werden. • Wenn die Ortsaufstellung von Antennen in der Nähe von relevanten Objekten nicht zu vermeiden ist, sollen entsprechende Gegenmaßnahmen im Bodensubsystem ge- troffen werden. Das kann z.B. ein statisches Ausmaskieren des Objektes oder ange- passtes Monitoring sein. Betriebliche Schlussfolgerung Mit geeigneter Aufstellung und Kalibrierung des GBAS-Bodensubsystems müssen kri- tische und sensitive Zonen flugbetrieblich nicht beachtet werden. Damit sind die techni- schen Voraussetzungen zum Betrieb mit verringerter Staffelung gegeben. Die Schutzzonen der Bodensubsystemantennen sind ausschließlich für den Betrieb von Flughafenfahrzeugen relevant und sind durch diese zu beachten. 5Diese Aussage ist evtl. nicht ohne nähere Erklärung nachvollziehbar: Der Unterschied zwischen GAST- C und GAST-D liegt in der strengeren spezifischen Kontinuität für GAST-D („during any 15 s“) im Gegensatz zur mittleren Kontinuität für GAST-C („per 15 s“). Die Auswirkungen liegen im GBAS- Betrieb in der Durchführbarkeit von Wartungsaktivitäten (Rasenmähen, etc.) im Umfeld der Antennen. 7.5 Zusammenfassende Darstellung der Leistungsfähigkeit auf Systemebene 201 7.4 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten Ergebnisse der Verifikation der Schutzmaßnahmen im GAST-D-Prototyp sind in Anhang F.3 angegeben und diskutiert. Sie zeigen an Beispielen, dass die bodenseitigen Schutz- maßnahmen die Anforderungen an Integrität und Kontinuität erfüllen. 7.5 Zusammenfassende Darstellung der Leistungsfähigkeit auf Systemebene 7.5.1 Genauigkeit Die Ergebnisse der Genauigkeit des Gesamtsystems basieren auf der Langzeitbeobachtung mit simuliertem, statischen GBAS-Nutzer. Für den PT am Flughafen Toulouse ist das OnLine-Monitor-Tool der DSNA dieser Nutzer. Zusätzlich werden beispielhaft Ergebnisse der Flugversuche mit verschiedenen Flugzeu- gen aufgeführt. Ausführlich sind diese Ergebnisse in den SESAR-P15.3.6-Ergebnisreports D19 [CEK+15] und D32 [COK+16] dargestellt. Über einen Beobachtungszeitraum von je einem Monat und einem Jahr wurden die in Tabelle 7.9 angegebenen Positionsgenauigkeiten gemessen. Tabelle 7.9: GAST-D-Positionsgenauigkeit, gemessen von DSNA mit dem OnLine-Monitor 100 s 30 s Ergebnis über einen Monat Horizontale Genauigkeit (95%) 0,591 m 0,613 m Vertikale Genauigkeit (95%) 0,917 0,909 Ergebnis über ein Jahr Horizontale Genauigkeit (95%) 0,665 m 0,711 m Vertikale Genauigkeit (95%) 1,124 m 1,110 m Ergänzend sind die mit den PEGASUS-Tools bestimmten CCDF des horizontalen und vertikalen NSE in Toulouse/Blagnac in Abbildung 7.34 gezeigt. In den Flugversuchen mit Verkehrsflugzeugen (Mainline A/C) wurden Positionsfeh- ler (1σ) unter 0,5 m gemessen. Histogramme des Positionsfehlers sind in Abbildung 7.35 dargestellt. Zum Vergleich mit den Werten des OnLineMonitors sind die Werte zu ver- doppeln, da der 95% Wert für normalverteilte Fehler 2σ entspricht. In der bordseitigen Ergebnisbewertung wurde in [COK+16] festgestellt, dass die gemessenen Genauigkeiten besser als die Modellannahmen sind und damit die Konservativität der Modellannahmen bestätigen. Während der Flugversuche wurde kein unerwartetes Verhalten festgestellt. 7.5.2 Integrität Auf Systemebene wurde die Integrität für den PT in Toulouse mit den PEGASUS-Tools jeweils auf Tagessatzbasis von der DSNA bestimmt.Beispielhaft ist in Abbildung 7.36 der (normierte) Stanfordplot gezeigt, aus dem hervorgeht, dass die xPL nie größer als die xNSE waren. In Toulouse wurde in der Langzeitbeobachtung nie eine Integritätsverlet- zung beobachtet. Ein relevanter Einfluss jahreszeitlicher Variation wurde ebenfalls nicht festgestellt. 202 Evaluation und Ergebnisse PxNSE, 100 xNSE, 100 Abbildung 7.34: CCDF des horizontalen und vertikalen NSE in Toulouse/Blagnac (Quelle: DSNA in D32, [COK+16]) Abbildung 7.35: xNSE-Histogramm des an Bord bestimmten Navigationssystemfehlers für Mainline-A/C unter Nutzung des GAST-D-Prototypen am Flughafen Toulouse (Quelle: Airbus in D19, [CEK+15]) 7.5.3 Kontinuität Die Kontinuität auf Systemebene wurde für den PT in Toulouse von DSNA mit den PEGASUS Tools jeweils auf Tagessatzbasis bestimmt. Die Bewertung anhand der xPL wird vorgenommen, da es kein GAST-D-spezifisches weiteres Kontinuitätskriterium gibt. Beispielhaft ist in Abbildung 7.37 der (absolute) Stanfordplot gezeigt, aus dem her- vorgeht, dass die xPL nie größer als die xAL waren. Ein identisches Ergebnis ergibt sich für alle anderen Tage. In Toulouse wurde auch in der Langzeitbeobachtung nie eine Kon- tinuitätsverletzung beobachtet. Ein relevanter Einfluss jahreszeitlicher Variation wurde ebenfalls nicht festgestellt. 7.5 Zusammenfassende Darstellung der Leistungsfähigkeit auf Systemebene 203 Abbildung 7.36: Normalisierter vertikaler und horizontaler Stanford Plot (Quelle: DSNA in D19 [CEK+15]) Abbildung 7.37: Absoluter vertikaler und horizontaler Stanford Plot (Quelle: DSNA in D19 [CEK+15]) 7.5.4 Verfügbarkeit Hinsichtlich der Satellitenverfügbarkeit ergibt sich für den analysierten Aufstellungsort des Prototypsystems am Flughafen Toulouse / Blagnac nur für den Fall, dass weniger als 2 Sa- telliten unterhalb der Nominalkonfiguration verfügbar sind, eine Geometrieeinschränkung. Für die degradierten Konstellationen mit einem Satellit weniger als die Nominalkonfigu- ration ergibt sich noch eine hinreichend hohe Anzahl an Geometrien mit ausreichendem svert. Das Verhältnis zwischen Geometrien mit svert ≤ 4 und denen mit svert > 4 liegt bei ca. dem Faktor 1000. Mit den gewählten Konfigurationsparametern ist die Geometrieverfügbarkeit, aus- gedrückt durch das svert, nahezu identisch mit der Verfügbarkeit der V PL. Die V PL- Verfügbarkeit ist minimal geringer. Für degradierte Konstellationen, die über die zufällige Unverfügbarkeit von Satelliten 204 Evaluation und Ergebnisse VPL Verfügbarkeit für Toulouse S Verfügbarkeit für Toulouse vert 99,9999 99,9999 99,999 99,999 31 Satelliten, 31 Satelliten, volle Konstellation volle Konstellation 99,99 24 Satelliten, 24 Satelliten, 99,99 nominale Konstellation nominale Konstellation 23 Satelliten, 23 Satelliten, N−1 Konstellation N−1 Konstellation 22 Satelliten, 22 Satelliten, N−2 Konstellation N−2 Konstellation 99,9 99,9 0 5 10 15 20 25 0 2 4 6 8 10 VPL svert (a) VPL Verfügbarkeit (b) svert Verfügbarkeit Abbildung 7.38: Beispiel der berechneten xPL- und svert-Verfügbarkeit der V PL und svert-Geometrie für Toulouse mit den Konfigurationsparametern des Bodensubsystems simuliert wurde, ergibt sich eine verringerte Verfügbarkeit der xPL. Unter den unwahr- scheinlichen Bedingungen von 9 nicht-verfügbaren Satelliten, d.h. 2 Satelliten unter der garantierten Konstellation, folgt damit eine Verringerung der Systemverfügbarkeit. Für den N-1-Fall ergibt sich noch keine Verfügbarkeitseinschränkung. Erst im N-2-Fall stellt sich eine Unverfügbarkeit ein. Aus der V PL-Verfügbarkeit kann ein Wert von 99,94% für den N-2-Fall abgelesen werden. Mit verringerten Leistungsanforderungen (höheres σpr_gnd und sigmaair = AADA) verbleibt immer noch eine Verfügbarkeit über 99.85% und 99.7% Damit berechnet sich die xPL-Verfügbarkeit wie folgt (unter Berücksichtigung der Eintrittswahrscheinlichkeit der degradierten Bedingung): Pavail = 1− (Pn1PLOA,n1 + Pn2PLOA,n2) (7.9) = 1− (0.035 · (1− 99.85/100) + 0, 015 · (1− 99.7/100)) = 0.9999025 = 99, 99025% (7.10) In Toulouse wurden typischerweise zwischen 8 und 14 Satelliten von der GBAS-Station genutzt. Über die Langzeitbeobachtung lag der Wert zwischen minimal 6 und maximal 14 (s. [LS16a]) Im Vergleich der vom Bodensubsystem tatsächlich genutzten Anzahl an Satelliten mit der Anzahl der theoretisch sichtbaren Satelliten aus Ephemeridendaten wurde mit dem Prototypsystem in Toulouse typisch eine 100%-ige Satellitennutzung erreicht, d.h. alle theoretisch sichtbaren Satelliten wurden genutzt. Ein geringerer Wert würde auf Probleme mit dem Halten des Kontakts zu den Sa- telliten aufgrund des Systemdesigns oder lokaler Einflüsse (Interferenz oder degradierte Installation) deuten. Wären lokale Einflüsse ursächlich, müsste über Wartungsmaßnah- men das normale Verhalten wieder hergestellt werden. Trotz des in Kapitel 6 dargestellten konservativen Ansatzes zur Bestimmung der Da- tenrundfunkverfügbarkeit war die Verfügbarkeit des Datenrundfunks mit >99.999% sehr P [%] VPL P [%] s_vert 7.6 Schlussfolgerungen zur Leistungsfähigkeit des Einfrequenz-GBAS für CAT-II/II2I05 hoch. Weitere Beispiele für das Prototypsystem wurden v. Verf. in [Sch16] angegeben. Der modellierte Wert der (HW) Verfügbarkeit des Bodensubsystems beträgt 0.9997 (sie- he [Sch16]). Damit liegt die Gesamtverfügbarkeit mit 99,96025% am oberen Ende des in [ICA16b] geforderten Bereichs und ist besser als 99,9%, wie in [AA12] gefordert. Es kann gefolgert werden, dass mit GAST-D die Verfügbarkeit für eine Unterstützung von CAT-III-Betrieb hinreichend hoch ist. 7.6 Schlussfolgerungen zur Leistungsfähigkeit des Einfrequenz-GBAS für CAT-II/III Genauigkeit Bodensubsystem: In Kapitel 3 wurde in Gleichungen 3.4 und 3.6 abgeleitet, dass für die Erfüllung der Systemleistungsfähigkeit eine Genauigkeit des Bodensubsystems ent- sprechend GAD C notwendig ist. Ist die Elevationswinkelabhängigkeit gering, können Punktwerte herangezogen werden. Dann ist eine Standardabweichung des Fehlers des Bo- densubsystems an den 30 s PRC von ca. 25 cm bzw. der 100 s PRC von ca. 15 cm notwendig. Für den Nachweis ist die Abhängigkeit vom Bewertungsverfahren zu beach- ten (CMC- vs. B-Wertanalyse). Die Ergebnisse der CMC-Analyse ergeben realistischere Werte, da auch die korrelierten Fehleranteile korrekt erfasst werden. Der Fehler des Bo- densubsystems an den 30 s PRC beträgt etwa 4 cm, der der 100 s PRC etwa 3 cm mit vier funktionsfähigen Empfängern. Dabei sind zwei Effekte zu beachten: • Die Verschlechterung bei Ausfall einer Antenne (drei verbleibende) ist aufgrund der räumlichen Korrelation zwischen den Antennen weitaus geringer als theoretisch erwartbar. • Der Unterschied zwischen den 100 s und 30 s PRC ist aufgrund des geringen Rauschanteils weitaus geringer als theoretisch erwartbar. Anhand der Ergebnisse der Modellierung und Feldmessungen konnte gezeigt werden, dass diese Genauigkeit erfüllt und übertroffen wird. In der Neufassung des Bodensubsystem- standards ED-114 [EUR13] für GAST-D sollte der Einfluss der verschiedenen Bewertungs- verfahren (CMC- und B-Wertanalyse) berücksichtigt werden (s. dazu Abschnitt D.2). Gesamtsystem: Die Ergebnisse zeigen eine Positionsgenauigkeit in der Größenordnung von einem Meter. Es wurden sehr geringe 2σ NSE Werte in der Größenordnung von einem Meter in vertikaler und horizontaler Richtung bestimmt. Es ist kein relevanter jahreszeitlicher Unterschied festzustellen. Die Ergebnisse zeigen, dass für GBAS GAST-D die Genauigkeit kein limitierender Leistungsfähigkeitsparameter ist. Integrität Bodensubsystem: Der Nachweis der Integrität wurde auf Bodensubsystemebene für je- den einzelnen Einfluss geführt. Gegebenenfalls erfolgte der Nachweis für die Kombination verschiedener Überwachungsverfahren. Maßgebliches Kriterium für GAST-D ist die Erfül- lung der Integrität in der Schrägentfernungsebene (Pmd Kurve) als Schnittstelle zwischen Bord und Boden. Es wurde gezeigt, dass die im Bodensubsystem verwendeten Überwa- chungsverfahren diesem Kriterium genügen. Im Hinblick auf lokale Einflüsse werden auch betriebliche Aspekte bedeutsam. Im Hinblick auf Mehrwegeausbreitungsfehler konnte ge- 206 Evaluation und Ergebnisse zeigt werden, dass diese flugbetrieblich nicht relevant sind, woraus gegenüber ILS die kritischen und sensitiven Zonen entlang der Landebahn entfallen. Für den Bodenbetrieb mit Flughafenfahrzeugen und rollenden Flugzeugen sind die GBAS-spezifischen Schutz- zonen (LOCA) zu beachten, die sich aufgrund der flexiblen Bodensubsystemaufstellung gegenüber ILS besser an die jeweiligen lokalen Gegebenheiten anpassen lassen. Gesamtsystem: Die Messungen auf Systemebene bestätigen, dass die Integrität mit GAST-D gewährleistet ist. Dabei ist zu beachten, dass die Betrachtung auf Systemebe- ne anhand unabhängiger Monitore nur einen Hinweis gibt. Eine eingehendere Betrach- tung auf Subsystemebene ist erforderlich. Wenn jedes Subsystem - Bord und Boden - die Anforderungen erfüllt, ist die Integrität auf Systemebene gewährleistet. Hinsichtlich der Überdeckung der Verteilungen soll dabei berücksichtigt werden, dass diese die Randberei- che überdecken. Kleine Mittelwertverschiebungen im Kernbereich sind auch für GAST-D unkritisch. Für das Bodensubsystem bedeutet das den Nachweis, dass die in der Schräg- entfernungsebene definierte Schnittstelle in Form der Pmd-Anforderung für alle Fehlerfälle korrekt erfüllt ist. Für den hier betrachteten Prototyp ist das gegeben. Kontinuität Bodensubsystem: Der Nachweis der Kontinuität wurde auf Bodensubsystemebene für jedes einzelne Überwachungsverfahren geführt, wobei ein Überwachungsverfahren ggf. mehrere Einflüsse erkennt. Dabei wurden am Boden ca. 30 Schrägentfernungsüberwa- chungsverfahren berücksichtigt, woraus sich aus der Kontinuitätsforderung der Schräg- entfernungsüberwachung pro Verfahren eine Kontinuität von 7 · 10−9/15s ergibt. Die Er- gebnisse der Modellierung und Messungen zeigen, dass diese Forderung durch das Bo- densubsystem erfüllt werden kann. Daneben sind 10 Verfahren der Korrekturüberwa- chung berücksichtigt, woraus sich ergibt, dass für jedes Verfahren eine Kontinuität von 1 · 10−8/15s erfüllt sein muss. Auch diese Forderung ist durch das Bodensubsystem er- füllt. Dabei zeigt sich, dass insbesondere für den B-Wertmonitor eine starke Übererfüllung der Forderung resultiert, wenn er entsprechend des GAST-C-Bodensubsystemstandards ED-114A [EUR13] ausgelegt wird. In der Neufassung des Bodensubsystemstandards für GAST-D sollten daher Anpassungen für den B-Wertmonitor vorgenommen werden (s. dazu Abschnitt 7.3.1). Gesamtsystem: Die Messungen auf Systemebene bestätigen, dass die Kontinuität mit GAST-D gewährleistet ist, wobei wie für die Integrität gilt, dass dezidierte Betrachtungen auf Subsystemebene erforderlich sind. Verfügbarkeit Die hier vorgestellten Ergebnisse zur Systemverfügbarkeit ergänzen entsprechende bordseitige Ergebnisse in [AA12] um eine erweiterte Analyse des Bodensubsystems. Dabei konnte gezeigt werden, dass die Systemverfügbarkeit (Satelliten-, Bord- und Bodensub- system) mit 99,96025% am oberen Ende des in [ICA16b] geforderten Bereichs liegt. Es kann gefolgert werden, dass mit GAST-D die Verfügbarkeit für eine Unterstützung von CAT-IIIb Betrieb hinreichend hoch ist. Kapitel 8 Zusammenfassung und weiterer Forschungsbedarf 8.1 Zusammenfassung Die vorliegende Arbeit behandelt die Auslegung und Validierung eines GBAS-GAST- D-Bodensubsystems zur Unterstützung von Anflug- und Landeoperationen bis Kategorie IIIb. Sie verfolgt das Ziel, die Reife der Technologie zur Durchführung von Präzisionsanflü- gen bis CAT-IIIb mit erweitertem Betriebskonzept zur reduzierten Staffelung zu zeigen. Damit sind zwei Aspekte zu beachten: Einerseits der Nachweis der Reife der GBAS- Technologie für CAT-IIIb-Betrieb sowie der Nachweis der technischen Möglichkeit eines optimierten GBAS-Betriebskonzeptes mit reduzierter Staffelung unter Bedingungen mit schlechter Sicht. Die Arbeit adressiert schwerpunktmäßig Arbeiten und Erkenntnisse, die v. Verf. im Europäischen Luftfahrtforschungsprogramm SESAR und der ICAO erzielt wurden. Die Ergebnisse wurden mit einem Prototypsystem gewonnen, dass von Thales Electronic Sys- tems im SESAR-Rahmen entwickelt wurde und dessen technische Entwicklung für Thales in SESAR v. Verf. geleitet wurde. In die Arbeit sind weitere Ergebnisse aus SESAR und der ICAO zur Darstellung des Kontextes eingeflossen. Zur Beantwortung der Fragestellungen wurde zunächst GBAS als Funknavigations- system unter Nutzung von Satellitennavigationstechnologie vorgestellt. Als Grundlage für die Überführung in den Betrieb muss die Interoperabilität gewähr- leistet sein. In diesem Zusammenhang kommt den SARPs der ICAO besondere Bedeu- tung zu, die wegen der Besonderheiten des GAST-D-Konzeptes zusätzliche Wichtigkeit zur Festlegung der Schnittstelle der Leistungsfähigkeit erlangen. Die relevanten Standar- disierungsorganisationen und anwendbaren Standards wurden aufgezeigt. Die Standar- disierung ist Grundlage der Zulassung von Bord- und Bodensystemen. Der europäische Zulassungsprozess wurde dargestellt und die resultierenden Schwierigkeiten bei Einfüh- rung neuer Technologien aufgezeigt und diskutiert. Die technischen Grundlagen des GBAS CAT-III wurden dargestellt. Es erfolgte die Darstellung der historischen Ableitung der Anforderungen der Präzisionsanflugführung als Grundlage für GBAS CAT-III. Frühere Ansätze zur Ableitung der Leistungsfähig- keitsanforderungen an ein CAT-III-GBAS wurden verglichen sowie das GAST-D-Konzept dargestellt und die Vorteile gegenüber früheren Ansätzen diskutiert. Die essentiellen Leis- tungsfähigkeitsanforderungen an ein GBAS sind über die Genauigkeit, Integrität, Kon- tinuität und Verfügbarkeit definiert. Basierend auf dem GAST-D-Konzept erfolgte die Ableitung der Bodensubsystemarchitektur. Die Architektur ist auf Minimierung des no- minalen Rauschens ausgelegt, um eine verbesserte Störungserkennung durch die imple- mentierten Schutzverfahren zu ermöglichen und damit die Leistungsanforderungen zu erfüllen. Mit dem verringerten Rauschen ergeben sich deutliche Veränderungen im nomi- nalen Verhalten des GAST-D-Bodensubsystems im Vergleich zur Theorie des GBAS und 207 208 Zusammenfassung und weiterer Forschungsbedarf zu GAST-C-Systemen. Durch das verringerte Rauschen treten deterministische Einflüsse deutlicher hervor und bestimmen das Systemverhalten. Es erfolgte eine eingehendere Analyse der nominalen Leistungsfähigkeit und das GBAS- Konzept wurde um ein Modell zur Berücksichtigung der zeitlichen Korrelation und ein Modell der Mittelung mit korrelierten Anteilen der Fehleranteile erweitert. Die nomina- len Fehleranteile weichen wegen der deterministischen Einflüsse von reinem Rauschen ab und verstoßen damit gegen Annahmen des GBAS-Konzepts. Diese deterministischen An- teile resultieren v.a. aus dem nominalen Mehrwegeausbreitungseinfluss. Obgleich damit von den GBAS-Annahmen abweichendes Verhalten resultiert, ist dieses wünschenswert, da die Erkennungsfähigkeit der bord- und bodenseitigen Schutzverfahren verbessert wird, woraus sich eine verbesserte Kontinuität ergibt. Die entwickelten Modelle zur Charakterisierung der nominalen Leistungsfähigkeit er- lauben die Charakterisierung des nominalen Verhaltens und gestatten damit genauere Aussagen zum nominalen Verhalten. Die Modelle können während der Evaluierung der Leistungsfähigkeit angewandt werden. Die Berücksichtigung der Erkenntnisse zum Sys- temverhalten und der entwickelten Modelle in der Neufassung des anwendbaren Boden- subsystemstandards wird v. Verf. angeregt. Wesentlich für die sichere Durchführung von CAT-III-Landungen ist, dass das Flug- zeug auch unter gestörten Bedingungen stets innerhalb eines festgelegten Bereiches auf der Landebahn aufsetzt. Die gestörten Bedingungen resultieren aus verschiedenen Fehle- reinflüssen, die zum Teil innerhalb des Bordsegements, jedoch zu einem großen Teil vom Bodensubsystem erkannt und begrenzt werden müssen. Die Fehlerbedingungen wurden in einer Übersicht dargestellt und Möglichkeiten der Fehlererkennung und -begrenzung klas- sifiziert und im Hinblick auf ihren Einfluss auf die Leistungsfähigkeit des Gesamtsystems verglichen. Dem Verf. ist im GBAS-Zusammenhang nicht bekannt, dass eine ähnliche Klassifizierung und entsprechender Vergleich bereits erfolgt sind. Es erfolgte eine schwerpunktmäßige Behandlung von anomalen ionosphärischen Feh- lern und Mehrwegeausbreitungsfehlern. Ersteren kommt beim Einfrequenz-GBAS eine spezielle Bedeutung zu, da sie den größten differentiellen Fehler eines Einfrequenz-GBAS darstellen. Des weiteren ist die Verantwortung zur Fehlererkennung und -begrenzung auf Bord- und Bodensubsystem aufgeteilt. Die Verantwortung für die Bewertung der Schutz- maßnahmen liegt dabei beim Boden. Mehrwegeausbreitungsfehler stellen den größten absoluten Fehleranteil beim GBAS dar und sind für alle Funknavigationssysteme eine relevante Fehlerquelle. Speziell für GBAS CAT-III ist hinreichender Schutz vor Mehrwegeausbreitungseinflüssen die Grund- lage für den Betrieb mit reduzierter Staffelung. Die Wirkmechanismen wurden abgeleitet und Modelle zur Simulation der Einflüsse für GBAS GAST-D entwickelt. Das Vorgehen für die Ableitung der Schutzmaßnahmen, die Modellbildung und Simula- tion sowie den messtechnischen Nachweis erfolgte ebenfalls. GBAS verwendet umfangrei- che mathematisch/statistische Verfahren zur Gewährleistung der Leistungsfähigkeit, ins- besondere zur Erkennung anomaler Betriebszustände. Es wurde ein Verfahren zum Nach- weis der Leistungsfähigkeit abgeleitet und beschrieben: dieses basiert auf der Trennung von Nachweis der angewandten Verfahren, die über die Algorithmen beschrieben werden und dem Nachweis der Implementierung der Verfahren, die dann nach bekannten Pro- zessen der Sicherstellung der Qualität von SW- und komplexen HW-Implementierungen erfolgen kann. Der Algorithmennachweis erfolgt dabei über Modelle des Systemverhaltens 8.1 Zusammenfassung 209 und anschließende Modellvalidierung anhand von Messungen. Die Ergebnisse der Systemvalidierung wurden dargestellt. Dabei wurde zunächst das nominale Systemverhalten im Vergleich mit den Modellen dargestellt, wobei sich die Gül- tigkeit der Modelle zeigte und das geringe nominale Rauschniveau sowie das veränderte Systemverhalten aufgrund der deterministischen Einflüsse bestätigt wurden. Es folgte die Darstellung der Ergebnisse der Validierung des Schutzes vor anomalen ionosphärischen Störungen. Im Verlauf der messtechnischen Validierung mit Prototypen im Feld zeigte sich die Notwendigkeit von Anpassungen des Konzeptes aufgrund von tro- posphärischen Einflüssen auf die Erkennungsverfahren von ionosphärischen Störungen. Diese Anpassungen wurden im Rahmen der ICAO in internationaler Abstimmung vorge- nommen und die Validierung ist anhand von Simulationen erfolgt. Vom Verf. wurde ein Modell der troposphärischen Störungen entwickelt und im Zusammenhang mit der Simu- lation angewandt, um zu zeigen, dass sich die geforderte Leistungsfähigkeit erreichen lässt. Eine Validierung des geänderten Konzepts mit Prototypsystemen ist bislang noch nicht erfolgt. Die vorliegenden Ergebnisse zeigen, dass das geänderte Konzept in der Lage ist, hinreichenden Schutz vor anomalen ionosphärischen Störungen in mittleren geografischen Breiten zu gewährleisten. Zum Nachweis der Möglichkeit zur Umsetzung eines Betriebskonzeptes mit reduzierter Staffelung im Endanflug erfolgten umfangreiche Untersuchungen am Flughafen Toulou- se/Blagnac. Dabei wurden verschiedene betrieblich relevante Reflektoren, inkl. A380 als größtem betrieblich relevanten Objekt, genutzt. Die Messungen wurden gegen theoreti- sche/simulierte/modellierte Ergebnisse verglichen. Im Ergebnis zeigte sich, dass Mehrwe- geausbreitungsfehler im Bordsystem in betrieblich relevanten Szenarien ausreichend klein sind und bodenseitig eine gute Erkennbarkeit gegeben ist. Mit korrekter Systemaufstellung sind keine flugbetrieblich relevanten kritischen und sensitiven Zonen mit GBAS-GAST-D zu beachten. Betriebliche Einflüsse können sich für den Betrieb von Bodenfahrzeugen in der Nähe der GBAS-Referenzantennen ergeben. Diese sind jedoch gut handhabbar. Die Er- gebnisse der Validierung der Mehrwegeausbreitungseinflüsse für GAST-D wurden von der ICAO aufgegriffen und führen voraussichtlich zu ergänzenden Angaben zum Bodenbetrieb in den Durchführungsverordnungen. Die Systemanforderungen sind davon unbeeinflusst und wurden als gültig validiert. Ferner erfolgte beispielhaft die Darstellung von Ergebnissen zur Validierung der bo- denseitigen Schutzmaßnahmen. Mit ihrer Erfüllung ist gezeigt, dass die definierte Schnitt- stelle der Leistungsfähigkeit zwischen Bord- und Bodensubsystem gewährleistet ist. Damit kann bordseitig gezeigt werden, dass die Simulationen zum Nachweis der Fähigkeit, auch unter gestörten Bedingungen innerhalb der Landezone die Landebahn zu treffen, gültig sind. Ergänzt wurde die Validierung der Systemleistungsfähigkeit um die Ergebnisse der Langzeitbeobachtung mit unabhängigen Monitoren anhand einer Langzeitbewertung. Die Darstellung erfolgte gemäß der Leistungsfähigkeitsparameter. Im Ergebnis konnte gezeigt werden, dass die Leistungsfähigkeit die Durchführung von Anflügen und Landungen bis Kategorie CAT-IIIb ermöglicht. Obwohl gezeigt wurde, dass mit dem GAST-D-Konzept die Leistungsfähigkeit zur Durchführung von CAT-IIIb-Betrieb erreicht wird, sind zusätzliche Aspekte zur Errei- chung der Vorteile mit GBAS im Betrieb zu beachten. Das betrifft einerseits die Erweite- rung um zusätzliche Sendestellen des GBAS-Datenrundfunks, damit auch an großen und komplexen Flughäfen die geforderte Abdeckung der Landebahnen mit einer Bodensub- 210 Zusammenfassung und weiterer Forschungsbedarf systeminstallation erreicht wird. Das Konzept dieser Erweiterung und seine Validierung wurden im Anhang zusammenfassend dargestellt. Die hier behandelten Arbeiten sowie parallele weitere Aktivitäten in Europa, den USA und Japan haben zur Validierung des GAST-D-Standards in der ICAO beigetragen. Am 30.03.2017 hat die ICAO den „State Letter“ zur Erweiterung des Annex 10 herausgegeben ([ICA17]), mit dem die Einführung des GAST-D-Standards initiiert ist. Es ist geplant, dass er am 08.11.2018 anwendbar wird. 8.2 Weiterer Forschungs- und Entwicklungsbedarf Mit der erfolgreichen Validierung des GAST-D-Konzepts ist ein entscheidender Schritt zur betrieblichen Einführung der GBAS-Technologie zur Unterstützung von CAT-IIIb- Betrieb erfolgt. Es ergibt sich jedoch der Bedarf nach weiteren Schritten zur betrieblichen Nutzung. Im Hinblick auf GAST-D betrifft das v.a. die Entwicklung zur Überführung in den Betrieb und evtl. Pilotprojekte inkl. betrieblicher Validierung. Dazu ist zunächst die Be- rücksichtigung der Validierungsergebnisse im Rahmen des Standardisierung erforderlich. Das betrifft z.B. die Erweiterung der SARPs um die Erkenntnisse der Ortsaufstellung, die Weiterentwicklung der Frequenzkoordinierungskriterien, die Definition der Ausrüs- tungsstandards, v.a. für das Bodensubsystem durch die EUROCAE und die Erarbeitung konkreter (GAST-D in Europa) Zulassungsgrundlagen. Nach Ansicht d. Verf. kann dabei der in dieser Arbeit aufgezeigte Ansatz eine Grundlage darstellen. Daneben sind die Ergebnisse der Validierung des Schutzkonzeptes vor anomalen io- nosphärischen Störungen mit Prototypen erforderlich, damit die Ergebnisse der Algorith- menvalidierung mit dem angepassten Konzept auch messtechnisch validiert werden. Ein Bestandteil kann dabei die Erweiterung des Monte-Carlo-Ansatzes der Iono-Validierung darstellen, da bei gleichem Schutzniveau eine Verringerung der Konservativität unter bes- serer Kenntnis der probabilistischen Eigenschaften der Bedrohung erwartbar ist. Dazu ist bessere Kenntnis der probabilistischen Eigenschaften der ionopshärischen Störungen in den verschiedenen geografischen Regionen erforderlich. Insbesondere die Bewertung des ionosphärischen Einflusses auf GBAS CAT-III in äquatorialen Regionen sollte vorange- trieben werden. In diesen Regionen ist mit einem geänderten bzw. erweiterten Bedro- hungsmodell zu rechnen. Dieses muss um ionosphärische Blasen ("Bubbles"), die geringe Frontbreiten, jedoch hohe Gradienten aufweisen sowie um Szintillationen erweitert wer- den. Die Einflüsse dieser geänderten Bedrohungen beeinflussen v.a. die Kontinuität und Verfügbarkeit. Daneben sollten die Aspekte erweiterter GBAS-Architekturen, z.B. durch stärkere räumliche Trennung der Komponenten im Bodensubsystem und redundante Referenzan- tennen, weiter untersucht werden. Ziel wäre dabei zu zeigen, dass sich damit eine gestei- gerte Robustheit erreichen lässt. Damit lässt sich der GAST-D-spezifische Forschungsbedarf zusammenfassend als Er- weiterung des Einsatzspektrums auffassen. Ein großes Feld weiterer Forschungsarbeit ergibt sich in der Weiterentwicklung des GBAS mit weiteren Kernsystemen (GALILEO) und zusätzlichen Frequenzen und Signa- len (L5 / E5a). Dazu sind die begonnenen Arbeiten zur Ableitung eines technischen Konzeptes zu erweitern. Der Verf. vertritt den Standpunkt, dass Untersuchungen zur 8.2 Weiterer Forschungs- und Entwicklungsbedarf 211 Erfüllung von Leistungsfähigkeitsanforderungen unter Nutzung der ionosphärenfreien Li- nearkombination vorangetrieben werden sollten, da sich so die ionosphärische Bedrohung auflösen lässt und sich so der größte Vorteil gegenüber GAST-D ergeben sollte. Daneben sind für die Ableitung eines tragfähigen technischen Konzeptes die Arbeiten an den Feh- lermodi und Integritätsbedrohungen fortzuführen und der Datenrundfunk für GAST-F festzulegen. Die Optimierung hinsichtlich bestmöglicher Ausnutzung der Kapazität des Datenrundfunks wird dabei vor dem Hintergrund der Entspannung der Frequenznutzung entscheidend sein. Ein großes Feld zukünftigen Forschungsbedarfs ergibt sich in der Validierung von GAST-F mit Prototypen, der Weiterentwicklung der Nachweisverfahren, dem Führen der Nachweise und betrieblichen Validierung. Dabei ist zu zeigen, dass sich mit GAST-F be- triebliche Vorteile erreichen lassen: sich der Ionosphäreneinfluss auflösen lässt, sich eine gesteigerte Robustheit ergibt und nur eine bedingte Steigerung der Systemkomplexität und Komplexität der Zulassung erfolgt. Hinsichtlich allgemeiner GBAS-Aspekte und GNSS-basierter Technologie ist eine wei- tere Erhöhung der Robustheit gegenüber HF-Interferenz zu erreichen, da dieser Einfluss die größte "wahrgenommene"Bedrohung für alle GNSS ist. Die Bedrohung ergibt sich aus dem theoretischen Einfluss auf die Systemverfügbarkeit, nicht aus einem Integritäts- einfluss. Schritte dazu können in geänderter Empfängerauslegung mit neuen Signalen und erweiterter Antennentechnologie liegen. Hinsichtlich der Antennentechnologie ist für GBAS jedoch zu beachten, dass z.B. die Möglichkeiten aktiv gesteuerter Antennen auf die speziellen GBAS-Bedürfnisse, mit einem Antennendiagramm mit geringer Variation der Verstärkung und steilem Verstärkungsgradienten unterhalb des Übertragungsbereichs, angepasst werden. Des weiteren erscheint eine weitere Flexibilisierung der Rückfallkonzepte angebracht. Dazu ist zu prüfen, ob sich mit verbesserten technischen Möglichkeiten eine Verringe- rung des Bedarfs an konventionellen Rückfallsystemen ergibt. Daneben ist interessant, ob sich Aspekte der bordseitigen Sensorfusion der Präzisionsanflugführung so standardisie- ren lassen, dass z.B. im Hinblick auf Robustheit (Interferenz) bodenseitig realistischere Annahmen getroffen werden können. Hinsichtlich ionosphärischer Störungen sollten für existierende GNSS-Verfahren die Möglichkeiten der Prädiktion der Einflüsse verbessert werden. Ansätze der Vorhersage des Weltraumwetters und die Verbindung zur Prädizierbarkeit ionosphärischer Störungen sollten evaluiert werden. Damit ließen sich Verfügbarkeitsvorhersagen für GNSS-basierte Systeme, inkl. GBAS, verbessern. Die Verfahren der Nachweismethodik für sicherheitskritische Systeme sollten erwei- tert werden, dabei sollte weiter untersucht werden, inwiefern sich exakte Kriterien zur Anwendung extremwertbasierter Ansätze zum Nachweis der Leistungsfähigkeit ergeben. In betrieblicher Hinsicht sind die Auswirkungen des erweiterten Nutzungsraums auf die GBAS-Betriebskonzepte für GAST-C, D und später F zu untersuchen und umzusetzen. Daneben sind die mit GBAS möglichen erweiterten Verfahren betrieblich nutzbar zu machen bzw. umzusetzen. Das betrifft den Betrieb mit versetzter Schwelle, steile und segmentierte Anflüge und den Übergang von RNP auf GBAS. Verfahren mit verringerter Staffelung im Endanflugsegment unter LVP sollten mit der GAST-D-Einführung umgesetzt werden. Vor dem Hintergrund der GAST-F-Entwicklung sind Erweiterungen des Betriebskon- 212 Zusammenfassung und weiterer Forschungsbedarf zeptes zu untersuchen. Das betrifft z.B. die Identifikation betrieblicher Besonderheiten von CAT-III mit GAST-F, z.B. Rückstufungen, inkl. Rückwirkungen auf die Subsysteme (z.B. ATC Interface / Pilotenanzeige). Außerdem sollte analysiert werden, ob sich betrieb- liche Besonderheiten ergeben, wenn in den verschiedenen Regionen auf der Welt Mandate zur Nutzung bestimmter Kernsysteme aufgestellt werden. Es scheint außerdem sinnvoll zu sein, zu prüfen, welche erweiterten Verfahren mit CAT-III möglich sind. Dabei ist sicherlich interessant, inwiefern zukünftig „gekrümmte“ Anflüge mit verkürztem Endanflugsegment als automatisch durchgeführte Anflüge und Landungen möglich sind. Die Schwierigkeit liegt hierbei darin, existierende Standards und v.a. die Avionikmöglichkeiten zu erweitern. Im Zusammenhang mit zukünftiger Avionik ist das Thema der Rollverkehrsführung relevant. Würden differentialkorrigierende Satellitenpositionierungsverfahren als Sensor betrachtet, müssten damit im Zusammenhang stehende Aspekte gelöst werden: Korrek- tur von lokalen Mehrwegeausbreitungsfehlern (z.B. durch hochintegre Rekonstruktion der Korrelationsfunktion im Empfänger) und Identifikation der Datenübertragungskanäle (GBAS VDB hat eine zu geringe Kapazität). Dabei könnte die Verbreitung von HF- Flughafendatenübertragung und deren Bordintegration hilfreich sein. Mit der erfolgreichen Validierung von GBAS GAST-D ist nun der erste Schritt erfolgt, über die bereits gegebene Möglichkeit von satellitenbasierten Präzisionsanflügen (CAT-I), nun satellitenbasierte Landeverfahren (CAT-IIIb) einzuführen. Weitere Forschung wird helfen, das Potential der Satellitennavigation in der Anflug- und Landeführung voll aus- zuschöpfen und zukünftig zusätzliche betriebliche Vorteile zu erzielen. Anhang A Berechnung der Satellitenkoordinaten und GPS-Positionslösung A.1 Allgemeine Beschreibung des GPS Das zum Zeitpunkt des Verfassens dieser Arbeit meistverwendete globale Satellitennavi- gationssystem stellt das Global Positioning System (GPS) dar, dessen Entwicklung in den 1970er Jahren begann. Vorgänger und wesentliche technologische Meilensteine waren das vom US Militär in den 1960er Jahren entwickelte Transit System, das die Entfernungs- messung zu den Satelliten basierend auf der Dopplerfrequenzverschiebung ermöglichte und das TIMATION System, mit dem die Entfernungsmessung über Laufzeitmessung erprobt wurde. Die historische Entwicklung des GPS hat B. Parkinson in [Par97] beschrieben. Das GPS ist in der Literatur ausführlich dargestellt. Die Spezifikation der verfügbaren Informationen, sowie Angaben zur Verwendung der GPS-Daten sind im GPS Interface Control Document (ICD) [DoC93] angegeben. Sehr umfangreiche und ausführliche Dar- stellungen des GPS sind in [PSJ96], [Kap96] und [ME06] angegeben. Deutschsprachige Beschreibungen mit guten Übersichten über das GPS finden sich in [HWLC94], [Bau03] und [Man98]. Das NAVSTAR Global Positioning System (GPS), hat eine nominelle Konstellation von 24 Satelliten. Daneben sind im Normalfall sechs zusätzliche Satelliten nutzbar. Ta- gesaktuelle Informationen zur Satellitenkonstellation werden zivilen Nutzern von der US Küstenwache in Form von „Notice Advisory To NAVSTAR Users“ (NANU) bereitgestellt. NANUs informieren auch über Ausfälle, Wartungsarbeiten, etc.1 Die Satelliten umkreisen die Erde auf sechs um 60° zueinander versetzten Bahnen mit einem Inklinationswinkel von 55° in einer Höhe über dem Erdellipsoid von ca. 20000 km. Somit umlaufen mindestens vier Satelliten auf jeder Bahn die Erde. Die große Halbachse der Umlaufbahn beträgt 26561,75 km (vgl. [PSJ96], Vol. I, S. 179). Damit entsprechen die Satellitenbahnen einem mittleren Erdorbit (Medium Earth Orbit - MEO) . Die Zeit für einen Umlauf beträgt 12 h eines siderischen Tages. Damit ist jeder Satellit von einem festen Punkt auf der Erde alle 23 h 56 min 4,009054 s an identischer Position zu beobachten. Die Positionsbestimmung mittels GPS geschieht durch Berechnung des Schnittpunk- tes von Schrägentfernungen zu mindestens drei Satelliten. Die Bestimmung der Schräg- entfernung erfolgt durch die Bestimmung der Laufzeit der Satellitensignale. Da in den GPS-Empfängern freilaufende Uhren genutzt werden, muss der Uhrenfehler der Empfän- geruhren bestimmt werden. Dazu ist ein weiterer GPS-Satellit nötig, so dass zur Bestim- mung einer dreidimensionalen Positionslösung mithilfe des GPS mindestens vier Satelliten beobachtbar und nutzbar sein müssen. 1Gegenwärtig (Stand: Dezember 2016) existieren 31 GPS Satelliten, von denen 30 als nutzbar „healthy“ markiert sind. Ein Satellit befindet sich typischerweise im Wartungszustand und ist daher nicht nutzbar. 213 214 Berechnung der Satellitenkoordinaten und GPS-Positionslösung Jeder GPS-Satellit sendet mindestens Signale auf zwei Trägerfrequenzen im L-Band, L1 auf 1575,42 MHz und L2 auf 1227,60 MHz. Diese Frequenzen werden durch Mul- tiplikation der Fundamentalfrequenz f0 = 10, 23MHz mit 154 und 120 erzeugt. Den Trägerfrequenzen sind die zur Entfernungsbestimmung genutzten Codes2 aufmoduliert. Der Coarse/Acquisition (C/A) Code ist dem L1 Träger und der Precision (Encrypted) P(Y) Code beiden Trägern (L1 und L2), aufmoduliert. Aus Sicherheitsgründen, die den Bedürfnissen der militärischen Nutzung des GPS entspringen, ist der P Code durch den geheimen W Code moduliert, wodurch der Y Code entsteht. Die Codemodulation geschieht beim GPS durch das Codemultiplexverfahren (Code Di- vision Multiple Access - CDMA), das es erlaubt, die aufmodulierten Daten gleichzeitig auf einer gemeinsamen Frequenz zu übertragen. Da jedem GPS-Satelliten sein eigener PRN- Code zugewiesen ist, kann er anhand seiner PRN-Nummer identifiziert werden. Um eine Entfernungsmessung zu ermöglichen, weisen die Autokorrelationsfunktionen jeder PRN- Codesequenz einen einzelnen Peak auf. Zwischen den verschiedenen PRN-Codes besteht nur eine sehr geringe Korrelation. Zur Entfernungsmessung bildet jeder GPS-Empfänger die Codes nach und bringt sie mit den von den Satelliten übermittelten mit verzögerungs- gekoppelten Regelkreisen (Delay Locked Loop - DLL ) in Deckung. Die Auswertung der Zeitdifferenz zwischen den Codes ergibt die gesuchte Schrägentfernung. Zusätzlich ist es möglich Trägerphasenmessungen durchzuführen. Die Wellenlängen der beiden GPS-Trägerfrequenzen sind relativ klein, 19 cm für L1 und 24 cm für L2. Die Messung der Trägerphase ist in Millimeterauflösung möglich, allerdings erfolgt keine Messung der genauen Anzahl an Wellenzyklen in der Entfernung vom Empfänger zum Satellit3. Wegen der relativen Messung ist für eine Bestimmung der Schrägentfernung aus der Trägerphasenmessung die Bestimmung einer Phasenmehrdeutigkeit nötig. Üblicher- weise ist dies ein aufwendiges Verfahren, welches mit Unsicherheiten verbunden ist, so dass für Anwendung in der Flugführung keine Auflösung der Phasenmehrdeutigkeit erfolgt.Der Vorteil der höheren Auflösung und des geringeren Rauschens lässt sich jedoch über eine Trägerphasenglättung nutzen. Dieses Verfahren wird auch beim GBAS verwendet. Die Position der Satelliten muss bekannt sein, um anhand der Entfernungsmessungen die Empfängerposition bestimmen zu können. Dazu übermittelt jeder Satellit die Naviga- tionsdaten (Ephemeriden: für sich selbst und Almanachdaten: für die gesamte Konstella- tion). Anhand der Ephemeridendaten kann die Position der Satelliten bestimmt werden. A.2 Satellitenbasierte Positionslösung Nachfolgende Beschreibung ist in der einschlägigen Literatur ebenfalls angegeben (s. [KH06]). Hier werden zusätzlich die geometrischen Äquivalenzen dargestellt und die Wich- tungsmatrix berücksichtigt, da diese für die bordseitige Positionslösung bedeutend ist. Die geometrischen Zusammenhänge der Positionsbestimmung sind in Abbildung A.1 gezeigt. Nach Abbildung A.1 kann die geometrische Entfernung vom Satelliten zum Nutzer als 2„Gold Codes“: Pseudorausch-Codes, „Pseudo Random Noise“ (PRN), die für jeden Satellit eindeutig sind . Das sind Codes, die in wesentlichen signaltheoretischen Eigenschaften weißem Rauschen entspre- chen, jedoch Binärcodes sind. Sie können in rückgekoppelten Schieberegistern erzeugt werden (s. [PSJ96]). 3Üblicherweise wird für die Phasenmessung die Dopplerverschiebung aufsummiert, woraus sich eine relative Entfernungsmessung ergibt A.2 Satellitenbasierte Positionslösung 215 Betrag des Vektors ρ∼ folgendermaßen ausgedrückt werden: |ρ| = |rSat − rNutz| (A.1) Abbildung A.1: Geometrische Zusammenhänge der Positionsbestimmung Da der Empfängeruhrenfehler unbekannt ist, ergibt sich in A.1 ein zusätzlicher Term zur Berücksichtigung dieses Anteils: PR =√|ρ∼| = |rSat − rNutz|+ ctc = (rx − r )2 + (r 2 2Sat xNutz y − r ) + (r − r ) +Sat yNutz zSat zNutz + ctc (A.2) mit: PR Pseudorange ρ Vektor zwischen Satellit und Nutzer (fehlerfrei) ρ∼ Vektor vom Satellit zum Nutzer (inkl. Messfehlern) r(x,y,z) (Komponenten) des Vektors vom Erdmittelpunkt zum SatellitSat r(x,y,z) (Komponenten) des Vektors vom Erdmittelpunkt zum NutzerNutz c Lichtgeschwindigkeit tc Uhrenfehler Die gesuchte Größe stellt der Vektor der Nutzerposition rNutzer dar. Es ist klar ersicht- lich, dass A.1 vier unbekannte Größen (rx , ry , rz und tc) enthält und dass dieNutz Nutz Nutz Satellitenposition bekannt sein muss. Daraus folgt, dass mindestens vier Pseudoranges vorliegen müssen, um den Uhrenfehler und die gesuchte Position im Raum zu bestimmen. Dieses nichtlineare Gleichungssystem wird üblicherweise iterativ durch Linearisierung oder Kalmanfilter gelöst. In [KH06] sind außerdem Referenzen für eine geschlossene Lö- sung angegeben. Die Linearisierung entspricht einer Taylorreihenentwicklung mit Abbruch nach dem ersten Glied. Die Komponenten des unbekannten Positionsvektors können als Summe einer 216 Berechnung der Satellitenkoordinaten und GPS-Positionslösung geschätzten Position r̂x,y,z und eines Korrekturterms ∆r ausgedrückt werden:Nutz x,y,zNutz rx = r̂x +∆rNutz Nutz xNutz ry = r̂ +∆r (A.3)Nutz yNutz yNutz rz = r̂z +∆rNutz Nutz zNutz Lässt sich die √PR schätzen als: ρ̂∼ = (rx − r̂x )2 + (ry − r̂ 2y ) + (rz − r̂ )2z + ct̂c (A.4)Sat Nutz Sat Nutz Sat Nutz Damit lässt sich ρ∼ wie folgt schreiben: ρ∼ = f (r̂x +∆rx , r̂y +∆rNutz Nutz Nutz y , r̂ +∆r ) (A.5)Nutz zNutz zNutz f (r̂x +∆rx , r̂y +∆ry , r̂z +∆rz ) =Nutz Nutz Nutz Nutz Nutz Nutz ( ∂f (r̂x , r̂y , r̂z )f r̂x , r̂ , r̂ ) + Nutz Nutz Nutz ∆r +Nutz yNutz zNutz x∂r̂ NutzxNutz ∂f (r̂x , r̂Nutz y , r̂Nutz z ) ∂f (r̂ , r̂ , r̂ )Nutz ∆r + xNutz yNutz zNutzy ∆rz (A.6) ∂r̂ Nutzy ∂r̂ Nutz Nutz zNutz Die linearen Terme der partiellen Ableitung sind: ∂f (r̂x , r̂Nutz y , r̂ ) r − r̂Nutz zNutz = − xSat xNutz ∂r̂x |r̂ |Nutz x,y,zSat ∂f (r̂x , r̂ , r̂ ) r − r̂Nutz yNutz zNutz = − ySat yNutz (A.7) ∂r̂y |r̂Nutz x,y,z |Sat ∂f (r̂x , r̂y , r̂ ) r − r̂Nutz Nutz zNutz = − zSat zNutz ∂r̂ |r̂ | wobei: √ zNutz x,y,zSat |r̂ 2x,y,z | = (rx − r̂x ) + (r 2 2Sat Sat Nutz y − r̂ ) + (rSat yNutz z − r̂z ) (A.8)Sat Nutz Nach Einsetzen ergibt sich die gesuchte Schrägentfernung zu: = − rx − r̂x ∆ − ry − r̂y ∆ rz − r̂PR ρ̂ Sat Nutz Sat Nutz z∼ rx r − Sat Nutz∆r|r̂ | Nutz | yr̂ | Nutz | zr̂ Nutzx,y,zSat x,y,zSat x,y,z |Sat + ctc (A.9) rx − r̂x r − r̂ r − r̂ ρ̂ − PR = Sat Nutz∆ yr + Sat yNutz∆ zr Sat zNutz∼ | | xNutz | | y + ∆rr̂ Nutz zNutzx,y,z r̂x,y,z |r̂Sat Sat x,y,z |Sat + ctc (A.10) Zusammenfassung von Termen zu Betrag und Richtung: ∆ρ = ρ̂∼ − PR = rx − r̂Sat xe Nutzx ∆r (A.11)i |r̂x,y,z | xNutzSat = ry − r̂e Sat yNutzy ∆ri | yr̂ Nutzx,y,z |Sat rz − r̂z e = Sat Nutzz ∆ri | zr̂ Nutzx,y,z |Sat A.3 Projektionsmatrix 217 Damit ergibt sich das⎡Gleic⎤hun⎡gssystem der Pos⎤itionslösung zu:⎢⎢∆ρ1⎢⎢∆ρ ⎥⎥⎥ ⎢⎢⎢ ex1 ey1 ez1 1 ⎥ ⎢ ⎥⎡ ⎤2⎢⎢⎢∆ρ3⎢ ⎥⎥⎥⎥ = ⎢⎢⎢⎢ ex2 ey2 ez3 1⎥⎥ ∆rxNutz,1 ex ey ez 1⎥⎥⎥⎥⎢⎢⎣⎢ ⎥3 3 3 ∆r⎥ yNutz,1⎥⎢∆ρ ⎥ ⎢e e e 1⎥ ∆ ⎥⎦ (A.12)⎣ 4⎦ ⎣ x4 y4 z4 rzNutz,1... ... ... ... ...⎦ c∆tc ∆ρn exn eyn ezn 1 D.h.: ∆ρ = G∆x (A.13) Das Gleichungssystem wird gelöst über: ∆x = G−1∆ρ (A.14) Die Matrix G ist die Richtungskosinusmatrix, da die Basisvektorkomponenten statt in kartesischen Koordinaten, wie in A.12, auch in Polarkoordinaten, wie in Gleichung A.19 angegeben werden kann. Die die Satellitengeometrie beschreibende GDOP (Geometrical DOP) beschreibt die Geometrie in allen vier Dimensionen (inklusive Uhrenanteil, vgl. [PSJ96]) und lässt sich aus der Richtungskosinusmatrix bestimmen: 1√ GDOP = σ2x + σ2y + σ2z + σ2c∆t (A.15)σ SV und ist damit die Spur 4 des inversen Matrizenproduktes der transponierten Beobach- tungsmatrix mit sich selbst: [( ) ]−1 GDOP = tr GTG (A.16) Neben der GDOP lassen sich weitere DOP-Faktoren zur Charakterisierung der Geo- metrie in verschiedene Ebenen und Richtungen angeben: HDOP: beschreibt die Geometrie in der Horizontalebene (Horizontal DOP) VDOP: beschreibt die Geometrie in vertikaler Richtung (Vertical DOP) TDOP: Verschlecherung in zeitlicher Richtung (Time DOP) A.3 Projektionsmatrix Die Projektionsmatrix setzt sich aus der Richtungskosinusmatrix und der Wichtungsma- trix zusammen. Über die Wichtungsmatrix wird eine elevationswinkelabhängige Wichtung der Anteile der einzelnen Schräg⎡entfernungsmessungen in d⎤er Positionslösung erreicht:⎢⎢Sx,1 Sx,2 Sx,3 . . . Sx,N= ⎢⎣Sy,1 Sy,2 Sy,3 . . . Sy,N⎥⎥S ⎥ (A.17)Sz,1 Sz,2 Sz,3 . . . Sz,N⎦ (St,1 St,2 St,)3 . . . St,N T −1= G ×W ×G ×GT ×W (A.18) 4Die Spur einer quadratischen Matrix ist die Summe ihrer Diagonalelemente 218 Berechnung der Satellitenkoordinaten und GPS-Positionslösung Wobei G die Richtungs⎡kosinusmatrix:⎢ ⎤⎢ − cos θ1 cosψ1 − cos θ1 sinψ1 −sinθ1 1G = ⎣ ... ... ... ..⎥.⎥⎦ (A.19) − cos θN cosψN − cos θN sinψN −sinθN 1 und die Wichtungsmatrix ⎡⎢ ⎤⎢1/σ 2 ⎢ W,1 0 . . . 0 ⎢ 0 1/σ2W,2 . . . 0 ⎥⎥W = ⎣ ... .. ⎥. . . (A.20). 0 ⎦⎥ 0 0 . . . 1/σ2w,N sind. Weitere Informationen zu den Komponenten der Wichtungsmatrix für GAST D sind im Folgenden Anhang B angegeben. A.4 GBAS Positionslösung an Bord Die Positionslösung unter Nutzung des GPS ist in der Literatur, z.B. [PSJ96], dargelegt. Die mathematische Beschreibung des Lösungsalgorithmus ist ebenfalls in der Literatur angegeben. Die Anwendung der PRC an Bord ist in [RTC08b] festgelegt. Ebenso wird dort ein Lösungsverfahren angegeben. Hier wird der in der einschlägigen Literatur angegebene Weg zur Positionslösung, sowie die geometrischen Äquivalenzen und die Beschreibung der Wichtung, wie sie für die bordseitige Positionslösung von Bedeutung ist, angegeben. In die Wichtung gehen vom Boden übermittelte Parameter ein, so dass hier neben den Differentialkorrekturen ein zusätzlicher bodenseitiger Einfluss besteht. Die Positions- lösung über die Methode der kleinsten Fehlerquadrate ergibt sich durch Bestimmung des Änderungsvektors: ∆x = S∆y (A.21) mit der Differenz der differentialkorrigierten Schrägentfernungsmessungen und der ge- schätzten Schrägentfernung (s. Anhang A) ∆y = ρ̂∼ − PRcorrected (A.22) und der korrigierten Schrägentfernung des i-ten Satelliten: PRcorrected,i = PRbord,smoothed,i + PRC, i+RRCi · (∆t) + TCi + c∆tc,bord (A.23) PRbord,smoothed,i trägerphasengeglättete bordseitige PR Messung PRCi vom Boden übermittelte Schrägentfernungskorrektur RRCi vom Boden übermittelte Änderungsrate der Schrägentfernungskorrektur ∆t Zeitdifferenz zwischen der aktuellen Zeit (an Bord) und dem Zeitpunkt der Gültigkeit Schrägentfernungskorrektur TCi Korrektur für die (absolute) Laufzeitverzögerung durch die Troposphäre c∆tc,bord Empfängeruhrenfehler umgerechnet in Entfernungsfehler mittels Lichtgeschwindigkeit Anhang B Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell Dieser Anhang ergänzt Kapitel 2 um die standardisierten Fehlermodelle der Bord- und Bodenfehler, wie sie in [ICA16b] angegeben sind. B.1 Fehleranteil des Bordsegments Der Schrägentfernungsfehler des Bord- und Bodensegments resultiert aus der verwende- ten Antennen- und Empfängertechnologie sowie der Installationsumgebung, die die Stärke von Mehrwegeausbreitungsfehlern bestimmen. Die Antennentechnologie bestimmt über das Antennendiagramm und damit über den Elevationswinkel der Satelliten, mit welcher Signalstärke die GPS-Signale den Eingang des Empfängers erreichen. Die Berechnung erfolgt auf Basis der Signalspezifikation und Link-Budgets gemäß GPS-SPS-Standard [US08]. Die Empfängertechnologie wirkt vor allem über den Eingangsfilter und die ver- wendete Korrelatortechnologie. Eine Beschreibung ist in [Bra99] angegeben. Ausführlich sind die Grundlagen auch in der GPS-Literatur (z.B. [Kap96]) angegeben. Für GBAS sind Early-Minus-Late (E-L) und Double-Delta Korrelatoren möglich1. Der Abstand der DLL-Korrelatorpunkte, anhand derer die Korrelationsfunktion des empfangenen mit dem nachgebildeten PRN-Code im Empfänger gebildet wird, bestimmt die Stärke der Feh- leranteile. Wird die gesamte Chiplänge ausgewertet, so ist der Empfänger zwar robuster gegenüber z.B. dynamischen Einflüssen, allerdings werden mehr Fehleranteile „eingefan- gen“. Die Bordempfänger werden in zwei Leistungsklassen eingeteilt, die über den AAD (Airborne Accuracy Designator) gekennzeichnet sind. Bordseitig werden Empfänger mit großem Korrelatorabstand (> 0, 2 bis 1, 0 Chiplänge) über den AAD A gekennzeichnet und solche mit Korrelatorabstand ≤ 0, 2 chip über den AAD B. Der Anteil der Empfän- gertechnologie wird über ein exponentielles Modell als Funktion des Elevationswinkels des i− ten Satelliten beschrieben: σ(θi) = a0 + a1 exp (−θi/θ0) (B.1) Die Modellparameter wurden durch Antennen- und Empfängermodellierung bestimmt und sind in [RTC08b] angegeben und lauten: Tabelle B.1: Modellparameter des Bordempfängermodells nach RTCA DO-253C [RTC08b] Genauigkeitsklasse a0 (m) a1 (m) θc (°) AAD A 0, 15 0, 43 6, 9 AAD B 0, 11 0, 13 4, 0 1Für GAST-D erfolgte eine Beschränkung auf E-L-Korrelatoren. 219 220 Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell Der Einfluss von Mehrwegeausbreitung an Bord, durch Reflexion an der Flugzeugzelle und vom Boden in geringerer Flughöhe wird wie folgt modelliert: σMP,i = 0.13 + 0.53 exp (−θi/10) (B.2) Der gesamte bordseitige Fehleranteil für den Satelliten i ist dann: σ2Air,i = σ2 (θ ) + σ2Rx i MP (θi) (B.3) B.2 Fehleranteil des Bodensegments Das bodenseitige Fehlermodell ist im Hinblick auf die Antennen- und Empfängertech- nologie ähnlich aufgebaut. Allerdings sind am Boden die Dynamikeinflüsse geringer, so dass hier auch engere Korrelatorabstände anwendbar sind. Ferner unterscheiden sich die nutzbaren Antennentechnologien. Bodenseitig sind drei Genauigkeitsklassen (Ground Ac- curacy Designator) in [ICA06a] definiert. Diese kennzeichnen Korrelatortechnologie mit weitem Chipabstand des DLL-Trackingpaars und einfache Antennentechnologie im GAD A. Empfänger mit engerem Chipabstand bis 0, 1 chip und konventioneller Antennentech- nologie sind mit dem GAD B charakterisiert, während Empfänger mit engem Chippab- stand und fortgeschrittener Antennentechnologie mit GAD C charakterisiert sind. Dane- ben sind im Bodensegment mehrere Referenzantennen- und -empfänger installiert, so dass der Kennzeichnung noch die Anzahl installierter Empfangsausrüstung angehängt wird. Die ursprünglich (um das Jahr 2000) vorgesehene fortgeschrittene Antennentechno- logie bestand aus ko-lokierten Antennen für unterschiedliche Elevationswinkelbereiche: Ein Dipolarray zum Empfang von Satelliten bis 35° Elevation und einer Choke-Ring- Antenne2 zum Empfang von Satelliten mit einer Elevation größer 35°. Nachteilig war, dass die Phasenzentren beider Antennen räumlich weit auseinanderlagen, was sich in der Empfängerdatenverarbeitung nicht vollständig kompensieren ließ und zu einer vergleichs- weise starken azimutalen Abhängigkeit der Fehler führte. Aus diesem Grund wurde diese Technologie nicht weiter verwendet. Allerdings basiert die GAD-C-Kurve in den SARPs [ICA06a] auf dieser Antennentechnolo√gie. Das Bodenfehlermodell ist das folgende: ≤ (a0 + a1 exp (−θi/θ 2 0)) RMSPR_GND + a22 (B.4)M Es ist wiederum ein parametrisches Modell, welches im Grundsatz identisch zum bordsei- tigen Modell für die Empfängertechnologie ist, wie im Term a0 + a1 exp (−θi/θ0) ausge- drückt. √ Daneben wird jedoch über die Anzahl der Referenzempfänger durch den Faktor 1/ M skaliert. Diese Skalierung berücksichtigt die Verringerung des Rauschens durch Mittelung über mehrere Empfänger. Auf diesen Faktor wurde in Kapitel 4 detaillierter eingegangen. Außerdem gibt es einen Term a2, dieser berücksichtigt diverse Restfehler. Die beiden Terme für den Referenzempfänger und die Restfehler stellen Varianzen dar, die unter der Annahme normalverteilten Rauschens addiert werden. 2Bei der Choke Ring Antenne werden um eine konventionelle Antenne konzentrisch Metallringe in einem Abstand von einer viertel Wellenlänge (λ/4) angeordnet. Das dient zur Unterdrückung von Mehr- wegeausbreitungseffekten aufgrund der Bodenreflexion bei tiefstehenden Satelliten und führt zu typischen Interferenzeinbrüchen im Antennendiagramm. B.2 Fehleranteil des Bodensegments 221 Ferner fällt auf, dass kein separates Modell für den Mehrwegeausbreitungsfehler exis- tiert. Dem liegt die Annahme zugrunde, dass am Boden praktisch keine Mehrwegeaus- breitungseinflüsse existieren. Die Einflüsse, die es gibt, resultieren aus der Bodenreflexion und sind im a0, a1 Term enthalten. Daneben sind Rauschen und normale HF-Interferenz in diesem Term modelliert. Das wird auch deutlich, wenn man sich die Ableitung in den MASPs, Anhang D, Tabelle D-4 [RTC04] ansieht. Daneben ist über die Bezeichnung „RMS“ deutlich gemacht worden, dass es sich um eine mittelwertsfreie Verteilung handeln soll. Für eine mittelwertsfreie Verteilung sind Standardabweichung und quadratischer Mittelwert („Root Mean Square“, RMS) iden- tisch3 . Die Modellparameter sind in B.2 angegeben. Tabelle B.2: Modellparameter des Bordempfängermodells nach ICAO SARPs [ICA06a] Genauigkeitsklasse θi (°) a0 (m) a1 (m) θc (°) a2 (m) GAD A ≥ 5 0, 5 1, 65 14, 3 0, 08 GAD B ≥ 5 0, 16 1, 07 15, 5 0, 08 GAD C > 35 0, 15 0, 84 15, 5 0, 04 5 . . . 35 0, 24 0 - 0, 04 Fehleranteile durch den Signalausbreitungspfad Die Fehleranteile entlang des Ausbreitungspfades sind der troposphärische und iono- sphärische Anteil. Der Unterschied in den troposphärischen Bedingungen für Bord und Boden resultiert in erster Linie aus dem Höhenunterschied. Das Modell wurde aus der Differenz der Tropo- sphärenmodelle für Bord und Boden abgeleitet. Das Modell basiert auf Angaben für den troposphärischen Refraktionsindex NR, dessen Standardabweichung σN und die Skalen- höhe h0. An Bord wird die in A.22 bereits erwähnte Troposphärenkorrektur angewendet, die auf einer modellierten Troposphäre basiert. Unsicherheiten der Modellierung werden über eine zusätzliche Unsicherheit, ausgedrückt durch die Standardabweichung des Rest- fehleranteils σTropo, berücksichtigt. Die Troposphärenkorrektur ist: = √ NRh −6 010 TC 2 (1− exp(−∆h/h0)) (B.5)0.002 + sin θ Der Term der Schrägkorrektur („Obliquity“) sin2 θ berücksichtigt den Unterschied zwi- schen vertikaler Verzögerung und der „dickeren“ Troposphäre für kleinere Elevationswin- kel. Die Zahlenwerte dienen der Umrechnung der verschiedenen Einheiten. Die Standard- abweichung des troposphärischen Restfehlers wird entsprechend wie folgt bestimmt: σNh010−6 σTropo = √ (1− exp(−∆h/h0 002 + 2 0 )) (B.6) . sin θ √ 3 ∑Der quadratische Mittelwert is√t wie f∑olgt definiert: RMS = 1 n/n 2i=1 xi . Bei bekanntemMittelwert ist die Standardabweichung: = 1 n ( 2σ /n i=1 xi − µ) . Mit µ = 0 sind beide identisch. 222 Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell Das Bodensubsystem muss die Parameter NR, σN und h0 so übermitteln, dass die lokalen troposphärischen Bedingungen mit dem Modell erfüllt sind. Das differentielle Verfahren des GBAS eliminiert einen Großteil der Laufzeitverzöge- rung in der Ionosphäre. Unter nominalen Bedingungen bleiben Restfehler, die entspre- chend modelliert werden. Die ionosphärischen Einflüsse sind im nominalen Fehlermodell über die räumliche Distanz sowie über die zeitliche Dekorrelation berücksichtigt. Der räumliche Anteil ergibt sich unmittelbar aus dem Unterschied der „Dicke“ der Ionosphä- re, wie sie vom Boden- und Bordsegment über die Durchstoßpunkte der Schrägentfer- nungen durch die Ionosphäre („Ionospheric Piercing Point“, IPP ) gesehen werden. Der Unterschied wird als Gradient ausgedrückt und über den σV IG Parameter als Standard- abweichung der Stärke der Gradienten in vertikaler Richtung ausgedrückt. Die zeitliche Abhängigkeit ergibt sich aus der Trägerphasenglättung, die zu einem Divergenzfehler führt. Damit wird der nominale Einfluss wie folgt berücksichtigt: σiono = FPPσV IG (xair + 2τvair) (B.7) Dabei sind: FPP Korrekturfaktor von der Vertikalen in die Schräge für einen gegebenen Satellitenelevationswinkel (wird berechnet wie in [ICA06a] angegeben σV IG Standardabweichung der (nominalen) ionosphärischen Gradienten in vertikaler Richtung xAir Schrägentfernung zwischen Bodensubsystem und Nutzer τ Zeitkontante des Trägerphasenglättungsfilters (GAST C: 100 s; GAST D: 30 s) vair Anfluggeschwindigkeit In Kapitel 5 wird eingehender auf die ionosphärischen Fehler eingegangen. B.3 Ergänzungen zur Berechnung der GBAS Protection Level Unter der Annahme normalverteilter Fehler lassen sich die K-Faktoren wie in [RTC04] bestimmen: Es gilt zunächst allgemein für eine Standardnormalverteilung (µ = 0, σ = 1, eine Zufallsgröße kann über (x− µ)/σ no∫rmiert werde(n): 2)x PNV = F ( ) = √ 1 exp −tx 2 dt (B.8)−∞ 2π Die Bestimmung der Wahrscheinlichkeit dafür, dass ein bestimmter Fehler überschrit- ten wird, lässt sich nach [Kay13] über die komplementäre Wahrscheinlichkeitsverteilung (rechtsseitig) angeben: ∫ ( )∞ ( ) = 1− ( ) = √1 2 Q x F x exp −t2 dt (B.9)x 2π Die Gleichung lässt sich nicht in geschlossener Form lösen.Da in dieser Rechnung nur die rechtsseitige Verteilung berücksichtigt ist und die Normalverteilung symmetrisch ist, ist die tatsächliche Wahrscheinlichkeit im fehlerfreien Fall (µ = 0) doppelt so groß. B.3 Ergänzungen zur Berechnung der GBAS Protection Level 223 Die K-Faktoren werden dann für die Möglichkeit abgeleitet, dass alles fehlerfrei ar- beitet (H0-Hypothese) und der standardnormalverteilte Fehler sein vorgegebenes Limit überschreitet („Fault Free Missed Detection“, FFMD) und für den Fall, dass ein Refe- renzempfänger (RRx) fehlerhaft arbeitet (H1-Hypothese). Für den H0-Fall ergibt sich der Kffmd zu: ( ) = −1 PffmdKffmd Q 2 2 ( + 1) (B.10)· · M Dabei ist folgendes berücksichtigt: • Nur rechtseitige Verteilungsfunktion in Q(x) berücksichtigt: Pffmd/2 um links- und rechtsseitige Verteilung zu berücksichtigen • Aufteilung in vertikal und lateral: Pffmd/2, um beide gemeinsam zu berücksichtigen • H0-Hypothese: (M+1) Hypothesen sind aufzuteilen4. Von denM+1 Möglichkeiten sind M/(M + 1) Fälle unter H1 berücksichtigt und 1/(M + 1) unter H0 Äquivalent lässt sich der K-Faktor für die Hypothese bestimmen, dass ein Empfänger la- tent fehlerhaft arbeitet und dies nicht erkannt wird („Missed Detection“). Dazu wird angenommen, dass der Fall, dass einer der Empfänger latent fehlerhaft arbeitet, mit Prx_fault = 1 · 10−5/150s eintritt. Um damit die geforderte Integrität für diesen Fall zu erreichen, ist wegen PRisk = Pmd · Pa_priori (B.11) eine Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit von ( ) Pmd =M · PH1,vert/ (M + 1) · Prxfault (B.12) erforderlich. Der Faktor zur Berücksicht(igung der Fehlentdec)kung (Kmd) ist dann: = −1 M · PH1,V ertKmd Q (M + 1) (B.13)· PRx_fault wobei folgendes berücksichtigt wird: • Nur einseitige Betrachtung, da davon ausgegangen wird, dass sich eine Mittelwert- verschiebung der Verteilungsfunktion einstellt. Unter der H1 ist µ ̸= 0. • Betrachtung nur in einer Dimension, hier vertikal, wegen der angenommenen Un- abhängigkeit der Fehler. Die Bestimmung erfolgt in analoger Weise für die laterale Richtung • Skalierung unter Berücksichtigung der anderen Fälle des Hypothesentest mitM/(M+ 1) Die so bestimmten K-Faktoren sind in [ICA06a] angegeben. Für die für GAST-C-relevanten Fälle sind sie in Tabelle B.3 angegeben. 4Mit M Empfängern kann jeder der M Empfänger fehlerhaft arbeiten (M Fälle) und alle können fehlerfrei (ein weiterer Fall) arbeiten. Somit ergeben sich M + 1 Fälle 224 Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell Tabelle B.3: Resultierende K-Faktoren der xPL nach ICAO SARPs [ICA06a] K-Faktor M = 2 M = 3 M = 4 Kffmd 5.762 5.81 5.847 Kmd 2.935 2.898 2.878 Die Protection Level werden in vertikaler und lateraler Richtung unter den beiden Hypothesen bestimmt: V PL = max(KffmdσV ert,max (|BV ert,j|+KmdσV ert,H1) (B.14) LPL = max(KffmdσLat,max (|BLat,j|+KmdσLat,H1) (B.15) j = 1 . . .M (B.16) Dabei sind die σ- und B-Werte von der Schrägentfernungs- in die Positionsebene transformiert. Das erfolgt über die Projektionsmatrix S (s. dazu Anhang A) und alle in der Positionslösung verwendeten Satelliten i = 1 . . . N durch : σ = √∑N s2 2V ert  V ertσi (B.17)i=1 σ = √∑N s2 2Lat Latσi (B.18) ∑i=1N BV ert,j = sV ert,iBi,j (B.19) ∑i=1N BLat,j = sLat,iBi,j (B.20) i=1 Die Projektionsmatrix drückt den Positionsfehler im Landebahnsystem des Nutzers aus, ist also für den gewählten Anflug gültig (im Gegensatz zur Beschreibung des Positi- onsfehlers im Horizontsystem gegenüber rechtweisend Nord, rwN). Die Form der Projek- tionsmatrix ist in Anhang A angegeben. B.4 Zusammenfassung der Ableitung der GAST-D-Monitoranforderung Im folgenden wird die in [NSP16] angegebene Ableitung der Fehlergrenzen des Schrägent- fernungsfehlers zusammenfassend dargestellt. Der NSE wird dabei als Summe aus nominalem NSE und der gestörten Komponente EV , die zu einer Mittelwertverschiebung führt, beschrieben: NSEV = EV +NSEff,V (B.21) Dabei bestimmt sich der Anteil des i-ten Satellit am vertikalen Fehler EV,i aus dem Schrägentfernungsfehler ER,i und dem vertikalen Geometriefaktor svert,i EV,i = svert,i · ER,i (B.22) B.5 Statistische Kenngrößen 225 Dieser NSEV führt zu einem versetzten Aufsetzpunkt NSEL in Abhängigkeit vom Gleit- pfadwinkel GPA = 3, 28[ft/m]NSEV [m]NSEL tan (GPA[ (B.23)deg]π/180) Die Grenzbedingung beschreibt das Risiko früher als 200ft hinter der Schwelle, oder später als 2700ft aufzusetzen, welches < 10−5 sein soll. Als bestimmend wird der Fall der zu kurzen Landung (200ft) angesehen. Aus der Grenzbedingung („Limit Case“) ergibt sich folgende Anforderung an die Wahrscheinlichkeit des Auftretens eines bestimmten Schrägentfernungsfehlers: PLimit(|EV |) = min [1, PLimit,∗(|EV |)] (B.24) mit: ⎛ 10−5PLimit,∗(|EV |) = ⎜ ⎞ (B.25) 1−Q⎜⎝√( 200− ⎟N) SEL ⎟3 ⎠,28σ 2NSE,ff,V +σ2tanGPA FTE,LimitCase mit der bereits eingeführten rechtsseitigen komplementären Verteilungsfunktion. D.h. die Verteilung des NSE wird als normalverteilt modelliert. Im Fehlfunktionsfall („Malfunction Case“) wird angenommen, dass der NSE so feh- lerhaft ist, dass er zu einem katastrophalen Ereignis führen kann. Das damit verbundene Risiko muss kleiner 10−9 sein. Der maximale NSE, bis zu dem eine Landung als sicher betrachtet werden kann, ergibt sich zu: = tan(GPA) · (200−NTDP + 1.96 · σFTE,malfunc)EV,safe,max 3 28 · 1, 96 · σNSE,ff,V (B.26), Der Faktor 1.96 entspricht dabei dem 95%-Intervall der Normalverteilung (oft zu 2σ ge- rundet). Für den Fehlerfall ergibt sich da⎧nn:⎨⎪ 10−9 ; |EP V | > |EV,safe,max|Fault Pmd,limit,malfunc(|EV |) = ⎩⎪ (B.27)1; |EV | ≤ |EV,safe,max| B.5 Statistische Kenngrößen Allgemeine Darstellung gemäß induktiver Statistik Die Wahrscheinlichkeit, dass ein Fehler kleiner als eine bestimmte Grenze ist, ist in der Literatur gegeben durch (s. [Kay13]) ∫ x Pξ ≤ x = F (x) = f(x) (B.28) −∞ mit der Wahrscheinlichkeitsdichte f(x). Der Mittelwert ist ∫ +∞ µ = E(x) = x · f(x)dx (B.29) −∞ 226 Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell Im Normalfall ist der Mittelwert Null. Die Beschreibung erfolgt durch die Standardabweichung, die aus der Varianz wie folgt bestimmt wird [Pap16]: √ σ = V ar(x) V ar(x) = σ2 = ∫E[(x− µ)2]+∞ = (x− µ)2 · f(x)dx (B.30) −∞ Die Varianz ist das Moment zweiter Ordnung einer Verteilung. Die Momente n− ter Ordnung sind wie folgt definiert: ∫ +∞ E[(x− µ)n] = (x− µ)nf(x)dx (B.31) −∞ Von Bedeutung sind noch die Schiefe (3. Ordnung) und die Kurtosis (4. Ordnung), da sich hiermit von der Normalverteilung abweichendes Verhalten beschreiben lässt. Anwendungsbezogene Kenngrößen der deskriptiven Statistik • (arithmetischer) Mittelwert: 1 ∑n µ = xi (B.32) n i=1 • Quadratischer Mittelwert:  ∑n RMS = 1µ2 = √ x2i (B.33)n i=1 (entspricht dem Effektivwert bei zeitlichen Größen) • Stichprobenvarianz (empirische Varianz): 2 1 ∑ns = (xi − µ)2 (B.34) n i=1 • (korrigierte) Varianz: 2 = 1 ∑n σ 1 (xi − µ) 2 (B.35) n− i=1 • Standardabweichung: √ √ 1 ∑ns = s2 = (xi − µ)2) (B.36) n i=1 √  = 2 = √  1 ∑n σ σ (x − µ)2i ) (B.37) n− 1 i=1 Für die Stichprobenvarianz und µ = 0 ist σ = RMS. Für große Stichproben wird der Unterschied zwischen s und σ vernachlässigbar. B.5 Statistische Kenngrößen 227 Im Gegensatz zu Gleichung B.30 wird hier die numerische Auswertung von Beob- achtungen dargestellt. Die für die GBAS angewandte Nomenklatur, die (mittelwert- freie) Standardabweichung mit RMS zu bezeichnen ist nur scheinbar mathematisch gesehen irreführend - imRMSPR_GND kann ein evtl. vorhandener Mittelwert enthal- ten sein. Das σPR_GND beschreibt eine mittelwertfreie Normalverteilung, die diesen überdeckt. • Kovarianz: 1 ∑ σx,y = 1 (xi − x̄)(yi − ȳ) (B.38)n− • (Bi-variate) Korrelation: R(x, y) = σ√ x,y (B.39) σx,x · σy,y mit: σx,y korrigierte Kovarianz zwischen x und y σx,x;σy, y korrigierte Varianz von x und y • Wahrscheinlichkeitsdichte aus Histogrammwerten: relative Häufigkeit: wd = hi/ni (B.40) Klassenbreite:d = xmi − xmi−1 (B.41) Wahrscheinlichkeitsdichte:pd = wd/d (B.42) • Normalverteilung zum Vergleich λi = (xmi − xm)/σ (B.43)√ φ = 1/ 2π exp(−((λ )2i )/2) (B.44) qi = d/σφ (B.45) = √1PDFNV exp(−(x − x )2/(2σ2)) (B.46) σ 2 mi mπ • empirische Verteilung ∑n CDF (i) = (pd) (B.47) i=1 bzw. direkt aus Messwerten unter Anwendung der Kaplan-Meier-Schätzung: ∏ ( ) S(t) = 1− 1− dj (B.48) j:t njj≤t mit Event Zeiten t1 < tj < . . . < tk nj Anzahl an Werten bis zum Zeitpunkt tj Dj ist die Anzahl der Ereignisse bis zum Zeitpunkt tj 228 Ergänzungen zum GBAS Fehlermodell B.6 Ergänzungen zur Ableitung des Modells der zeitlichen Korrelation Theoretische Grundlagen Der (Tiefpass-) Filtereinfluss der Trägerphasenglättung und des GPS-Empfängers sind bekannt und in den GBAS-Modellen berücksichtigt ([MMB+00], [Mur04], [MHS+12], [NMAM10], [SF07b]). Nicht berücksichtigt sind deterministische, tieffrequente Anteile An- teile im Eingangssignal. Diese passieren das Filter mit geringer Dämpfung und führen zu einer reduzierten Wirksamkeit der Trägerphasenglättung. Basierend auf dem GBAS-Fehlermodell kann man den Fehleranteil des Bodensubsys- tems RMSPR_GND nach Gleichung B.4 mit den Koeffizientanteilen nach [RTC04] vor allem aus den Anteilen aus Rauschen und Mehrwegeausbreitung ansehen. Gemäß der signaltheoretischen Grundlagen (s. [Opp89]), lässt sich die Varianz des Signals wie folgt bestimmen: • Leistungsdichtespektrum: 1 ∫ ∞ σ2 2x = Sn |F (ω)| dω (B.49)π 0 • Autokorrelationsfunktion σ2x = φxx(τ = 0) (B.50) Die Leistungsdichte nach Filterung kann allgemein mit der Übertragungsfunktion wie folgt angegeben werden ([LKJ11] Signaltheorie): Pxx(ω) = |F (ω)|2Sn(ω) (B.51) Das Wiener-Chinchin-Theorem beschreibt den Einfluss der Korrelation auf das Leis- tungsdichtespektrum ([LKJ11]) und mit dem Parseval-Theorem lässt sich eine determi- nistische Zeitfunktion angeben. Autokorrelation: ∫ +T φxx(τ) = [ 1 E E(x(t) · x(t+ τ)] = lim T→∞ 2 x(t)x(t+ τ)dτ (B.52)T −T Die Korrelation ist mit Leistungsdichte verwandt (s. [LKJ11]): Mit der Substitution t′ = −τ (B.53) ergibt sich für die Autokorrela∫tionsfunktion+∞ φxx = x(t+ τ)x(t)dt = f(τ) ∗ f(−τ) (B.54) −∞ Der Zusammenhang über Fourier-Transformierte∫ lautet:1 +∞ E[x2(t)] = φxx(0) = 2 Pxx(jω)dω (B.55)π −∞ Interessiert darüber hinaus die Verteilung, würde man für stochastische, bzw. Zufalls- signale die Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion bestimmen. B.6 Ergänzungen zur Ableitung des Modells der zeitlichen Korrelation 229 Hier interessiert vor allem, wie sich die Wahrscheinlichkeitsdichte ändert, wenn deter- ministische Signale enthalten sind. Für reine Rauschprozesse ändert sich die Verteilungs- funktion (bzw. Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion) durch den Filterprozess nicht. Für de- terministische Signale konnte in der Literatur keine Angabe für eine Transformation zur Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion gefunden werden. Es kann jedoch die Überlegung an- gestellt werden, dass sich Histogramme für beliebige Eingangsdaten erstellen lassen, d.h. es ist zunächst unerheblich, ob stochastische Daten oder deterministische Daten zugrunde liegen. Die Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion ergibt sich aus Histogrammdaten, wenn die Klassenbreite infinitesimal klein und die Klassenanzahl gegen unendlich tendiert. Aus der Überlegung, dass die Histogrammwerte die Anzahl an Punkten pro Klasse sind, lässt sich ableiten, dass diese Anzahl bei fester Klassenbreite groß wird, wenn die zeitliche Veränderung des Signals klein ist und umgekehrt. Das deutet auf eine Proportio- nalität der Wahrscheinlichkeitsdichte eines deterministischen Signals x(t) zur Inversen der ersten zeitlichen Ableitung dy/dx = 1/dx/dy, also der Abbildung von x auf t des Signals, hin. ⏐⏐ ⏐⏐ ⏐⏐ ⏐ ( 1 dx ⏐ f x) ∼ ⏐⏐⏐ ⏐⏐⏐ = ⏐⏐⏐ ⏐⏐⏐ = |1/f ′(t)| (B.56)dt/dx dt Für einige einfache Signalformen lässt sich so eine analytische Beschreibung angeben. Beispiel: Für ein reines Sinussignal x(t) = sin t ergibt sich f(x) = 1 dt √ 1( ) = sin′ = − (B.57)dt/dx t t π 1− t2 Die Dichtefunktion hat ein Minimum bei x(t) = 0 und wird an den Rändern (bei x = ±1 maximal. Die Dichtefunktion der Normalverteilung hat ihr Maximum bei x = 0 und fällt zu den Rändern für immer größere |x| immer weiter ab. Damit wird deutlich, dass sich für die Kombination aus Rauschen und deterministi- schem Signal eine Veränderung der Dichtefunktion im Vergleich zur Verteilung des reinen Rauschprozesses ergibt. Für komplexe Signalformen lässt sich die Inverse der Funktion ggf. nicht mehr ohne weiteres darstellen. Für komplexe Signale ist es daher zweckmäßiger, den Einfluss deter- ministischer Signale auf die Verteilung über numerische Simulationen zu erfassen. Anhang C Analyse eines codebasierten Monitors zur Überwachung räumlicher Gradienten Dieser Anhang ergänzt Kapitel 5 um eine Analyse eines Code-basierten Doppeldifferenz- monitors zur Erkennung räumlicher ionosphärischer Gradienten. Die Darstellung dient dazu, zu zeigen, dass eine entsprechendes Verfahren im Bodensubsystem nicht sinnvoll anwendbar ist. Verwendet man Code-basierte Doppeldifferenzen zur Erkennung räumlicher ionosphä- rischer Gradienten, entfällt die Phasenmehrdeutigkeit, allerdings ist das Rauschen ver- gleichsweise hoch (vgl. Kapitel 4). Die Gleichungen unterscheiden sich etwas von denen des phasenbasierten-Verfahrens, da keine Phasenmehrdeutigkeit zu beachten ist und ein verstärkter Mehrwegefehler beachtet werden muss. Mit 4.4 ist die (Code-) Einfachdiffe- renz (Differenz der Messungen von zwei identischen Empfängern i, j zum gleichen Satellit p) PRi − PRj =(ρi − ρj) + c(∆tc,i −∆tc,j + (Ti − Tj) + (Ii − Ij)+ (MPcode,i −MPcode,j) + (νcode,i − νcode,j) (C.1) ∆pPR Tij =ep xb + c∆ptc,i,j +∆pIi,j +∆MPcode,i,j +∆pνcode,ij (C.2) mit den neuen Größen e Tp Basisvektor der Sichtlinie zum Satellit (Richtung) xb Basislinienlänge zwischen beiden Empfängern (Betrag) Für die Doppeldifferenz (Differenz der Einfachdifferenz von zwei Satelliten p, q): ∆pqPR Tij = epq xb +∆pqIi,j +∆pqMPcode,i,j∆pqνcode,i,j (C.3) Der Uhrenfehler (c∆pqtc,i,j) kann als identisch betrachtet werden. Der Satellitenuhrenfeh- ler kann vernachlässigt werden. Die troposphärische Fehlerdifferenz ist vernachlässigbar, wenn xb klein ist1, die ionosphärische Front hat den Gradient α, dann wird ∆pqIi,j = xbα und man erhält: ∆ TpqPRij = epq xb + |xb|α +∆pqMPcode,i,j∆pqνcode,i,j (C.4) ∆pqPRij − e Tpq xb = |xb|α +∆ pqMPcode,i,j∆pqνcode,i,j (C.5) ∆pq(MPcoe,ijνcode,ij) 1in erster Näherung... 231 232 Analyse eines codebasierten Monitors zur Überwachung räumlicher Gradienten D.h. auf der linken Seite der Gleichung stehen die bekannten Größen (Basislinie und gemessene Code-Doppeldifferenz), auf der rechten Seite der unbekannte ionosphärische Gradient und der kombinierte MP- und Rauschterm ∆pq(MPcode,ijνcode,ij). Aus der Fehlerfortpflanzung [GKHK68] ergibt sich, dass sich die Varianzen der Rausch- terme und Fehlerterme vervierfachen bzw. die Standardabweichung verdoppelt, wenn es sich um weißes Rauschen handelt. Für ungeglättete Schrägentfernungsmessungen ist das weitestgehend gegeben. D.h., das Rauschen der Testgröße muss im fehlerfreien Fall zur Gewährleistung der Kontinuität: ∆pqPRij = kFAσ (∆pq(MPcode,ijνcode,ij)) (C.6) Der Wert, ab dem eine zuverlässige Erkennung gegeben ist, liegt bei THRDD,code = kmdkFAσ (∆pq(MPcode,ijνcode,ij)) (C.7) Damit ergibt sich die notwendige Basislinienlänge zu: | | = kmdkFAσ (∆pq(MPcode,ijνcode,ij))xb (C.8) α Die Standardabweichung des ungeglätteten Code- und Phasenrauschens eines Emp- fängers liegt für die Bodensubsystemantennen und -empfänger bei ca. 30 cm, damit wird ∆pq(MPcode,ijνcode,ij) = 60cm. Üblicherweise ist aus Kontinuitätsgründen die Überdeckung der Verteilung notwendig. Schätzt man den dafür notwendigen Faktor mit kinf = 1, 5, ist ∆pq(MPcode,ijνcode,ij)inf = 0, 9m. Nimmt man an, dass ionosphärische Gradienten α > 300mm/km erkannt werden sollen und die Wahrscheinlichkeit für das Vorhandensein P −4apriori = 1 · 10 ist und ferner eine Kontinuität von PFA = 1 · 10−8, erhält man | 10 · 0, 9mxb| ≈ 3 = 30000m. (C.9)· 10−4m/m Diese Basislinienlänge ist aus folgenden Gründen unpraktikabel: • Die Antennen müssen zusätzlich zu denen des Bodensubsystems installiert sein. Hier wurde derselbe Typ, wie der in der Bodenstation verwendete, angenommen. • Die Antennen befinden sich nicht mehr auf Flughafengebiet. • Bei diesen Basislinienlängen ist die Vernachlässigung des troposphärischen Fehlers nicht mehr gegeben. Um das zu überprüfen, kann auch das Troposphärenfehlermo- dell des GBAS herangezogen werden. • Die Basislinienlänge ist größer als die untere Grenze der zu berücksichtigenden Frontbreite von 25 km. Damit können Gradienten mit Frontbreiten <30 km „durch- schlüpfen“ • Eine Glättung verlangsamt die Erkennung. Bei Trägerphasenglättung ist zusätz- lich der Divergenzeffekt zu beachten. Die Glättungszeitkonstante müsste über 30 s betragen, um eine Basislinienlänge unter 5 km zu ermöglichen. • Durch die große Basislinienlänge folgt eine Verzögerung der Erkennung, da zunächst nur eine Antenne betroffen ist. Der Gradient ist erst erkennbar, wenn beide Anten- nen den Gradient „sehen“. Bei vF = 70m/s wäre das erst nach über 7 Minuten der Fall. Anhang D Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit Dieser Anhang ergänzt Kapitel 6. In Abschnitt D.1 wird das Vorgehen zum Algorith- mennachweis am Beispiel des Überwachungsverfahrens zur Signaldeformationserkennung ergänzt. Abschnitt D.2 ergänzt die Darstellung der angewandten Analyseverfahren um die CMC-Analyse und die Zero-Baseline-Analyse. Hinsichtlich der B-Wert-Analyse sei auf ED-114A ([EUR13] verwiesen. In diesem Anhang ist in Abschnitt D.2.3 jedoch eine Ana- lyse zu den Fehleranteilen in den B-Werten enthalten. D.1 Darstellung des Vorgehens zur Algorithmenverifikation am Beispiel der Signaldeformationserkennung Am Beispiel des Verfahrens zur Erkennung von Satellitensignalstörungen (SQM) soll das Vorgehen der Algorithmenverifikation etwas eingehender dargestellt werden. Den ersten Schritt stellt die Analyse der übergeordneten Anforderungen dar (s. Abbildung D.1). Für SQM Fehler leiten sich diese aus der Anforderung an die maximal zulässigen PR-Fehler gemäß der Pmd-Grenzen, der geforderten Kontinuität der Monitore PFA, den Bedrohungsraumparametern und den Beschränkungen der bordseitigen Empfängerimple- mentierung, gemäß [ICA16b] und [RTC08b], ab. Im zweiten Schritt wird das Verhalten des Bodensubsystems unter Wirkung der Si- gnalstörungen modelliert (s. Abbildung D.2). Die Modellierung berücksichtigt die Aus- wirkung auf die AKF des Bodenempfängers. Aus dieser ergibt sich mit den möglichen Empfängerimplementierungen der differentielle Schrägentfernungsfehler. Dessen zeitliche Veränderung wird ab einem sprunghaften Einsetzen der Fehlerbedingung bestimmt (EF1). Außerdem wird das zeitliche Verhalten der Testmetrik bestimmt (EF2). Damit ergibt sich der differentielle Schrägentfernungsfehler als Funktion der Testmetrik ER = f(TM). Zu- sätzlich wird das Rauschverhalten der Testmetrik im fehlerfreien Fall bestimmt. Im dritten Schritt erfolgte die Ableitung der Schwellwerte des Monitors aus der Konti- nuitätsforderung und unter Kenntnis des ungestörten Rauschverhaltens (s. Abbildung D.3). Dann wird für den gegebenen Schwellwert in Simulationen mit Variation der Bedrohungs- raumparameter der resultierende differentielle Fehler bestimmt. Aus der Gesamtheit der Simulationsergebnisse lässt sich die Wahrscheinlichkeit des Überschreitens eines bestimm- tenWertes des differentiellen Fehlers bestimmen und gegen die Pmd-Forderung vergleichen. Zusätzlich ist das zeitliche Verhalten im Hinblick auf die TTA relevant. Dazu wird der zeitliche Verlauf des differentiellen Fehlers mit Monitorreaktion über die Bedrohungsraum- parameter aufgetragen (rechter Subplot in Abbildung D.3). Der differentielle Fehler muss für Zeiten t > TTA unterhalb des maximal zulässigen Fehler liegen. 233 234 Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit Beispiel der Anforderungen - Signaldeformation Requirements RS Integrität: Bedrohungsraum für GPS Mögliche bordseitige ER= f(Pmd) < xx [m] L1 C/A Code Implementierungen DACF = f(DC/A) General Constraint on Pmd 0 10 -2 10 -4 10 -6 A 10 -8 Pmd Korrelatorabstan10 Grenzen d -10 10 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 |Er| (meters) |ER| [m] B With ground TTA = 1.5 s C RS Kontinuität: Korrelatorabstan TM < THR: f(PFA) ; d P <2x10-7/(15s x n ) Diagramme: E. Phelts, Ion 2001 Grafik: RTCA DO253C FA mon Abbildung D.1: Beispiel der Anforderungen für die Bedrohung durch Satellitensignaldeformation                $%&%   !"# " !"# "!'#('!)* +,-. VDB=AG=/78=> PKOQ?L 0 = 9:;<=:?SAB7 478 9:;<=SAB7 4 /78 / ! # 5/78  54 5478 50 5078  56= / 0/ 1/ 2/ 3/ 4// 40/ 41/ 42/ 43/ 9:;<=>:?@<=A:BCDB?<=E:FGJ & f bcgd Abbildung D.2: Beispiel der Modellbildung für die Bedrohung durch Satellitensignaldeformation P:Q?AF=A;[F:GRL< K:EET:L<=I;J#  P  Probability of missed detection md   h!_#cgd a _e Bandbreite PKF Bandbreite PKF D.2 Mess- und Auswerteverfahren 235 Beispiel der Simulationen - Signaldeformation Simulationen Schwellwertableitung Pmd über gesamten Zeitverhalten, Pre- / Post THR Parameterbereich des Erkennung Bedrohungsmodells A DD / EWF C: 40 m a E < max. B R ER if t > TTA C 5 s a THR = K x s Abbildung D.3: Beispiel der Simulationen für die Bedrohung durch Satellitensignaldeformation D.2 Mess- und Auswerteverfahren D.2.1 CMC-Analyse Die CMC-Analyse erlaubt eine Bewertung des kombinierten Mehrwege- und thermischen Rauschfehlers. Das Verfahren wird im Folgenden dargestellt, da die Analysen zur Mehr- wegeausbreitung in 7 auf diesem Verfahren basieren. Die folgende Darstellung enthält die mathematische Beschreibung des Verfahrens. Für die Anwendung sind zusätzlich die Angaben in den Bodensubsystem-MOPS, ED114A ([EUR13]) zu beachten. In Kapitel 4 wurde in Gleichung 4.4 das Modell der Code- und Phasenfehler angegeben. Durch Bilden der Differenz: Code - Phase entfällt ein Großteil der in 4.4 und 4.5 enthaltenen Fehler: PR− CP = 2I +MEAScode −MEASphase + νcode − νphase +Mcode −Mphase −∆ (D.1) mit: I Laufzeitfehler aufgrund ionosphärischer Refraktion [m] M Direkter Mehrwegeausbreitungsfehler (i.e., nichtdiffus) [m] MEAS Empfängerfehler [m] ν Thermisches Rauschen und diffuser Mehrwegeausbreitungsfehler [m] ∆ Phasenmehrdeutigkeit [m] Im verbleibenden Term sind der Phasenmessfehler, das Phasenrauschen und der Pha- senmehrwegefehler vernachlässigbar. Die Phasenmehrdeutigkeit lässt sich durch Mittelung DPRE, ER [m] 236 Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit über lange Beobachtungszeiträume entfernen. Der Code-Messfehler tritt auf allen Emp- fängerkanälen identisch auf und kann über Mittelung über alle Empfängerkanäle entfernt werden. Interessiert jedoch das Empfängerverhalten, sollte diese Maßnahme nicht durch- geführt werden. Der ionosphärische Anteil ist als tieffrequenter Anteil mit großer Amplitude in der Messwertkombination enthalten. Liegen zuverlässige Zweifrequenzmessungen vor, lässt er sich über die ionosphärenfreie Linearkombination bestimmen. Derzeit werden dazu Messungen auf den L1/L2 Frequenzen verwendet. Zukünftig ist die Nutzung von L5, statt L2 anzustreben:: 2 2 ρca,if = f1 f 2 ρ 2 − 2 ca,L1 − 2 2ρ− ca,L2 (D.2) f1 f2 f1 f2 f 2 f 2 ρ = − 1φ,if 2 2ρ 2 φ,L1 + 2 2ρφ,L2 (D.3)f1 − f2 f1 − f2 mit: f1 L1 Trägerfrequenz (1575.42MHz) f2 L2 Trägerfrequenz (1227.60MHz) ergibt: f 21 f 2 = 2.545728 (D.4) 1 − f 22 f 22 2 2 = 1.545728 (D.5)f1 − f2 Die Signalverzögerung aufgrund ionosphärischer Refraktion der L1-Messung ist dann: |I| = Ica,L1 = ∆ρca,L1,I = 1.545728(ρca,L2 − ρca,L1) = −1.545728(ρφ,L2 − ρφ,L1) (D.6) Der mit den Zweifrequenzmessungen bestimmte ionosphärische Anteil wird auf Pha- sensprünge getestet: ⎨⎪⎪⎧⎪ 0 ∂Iφ(τ, prn) > 1 Iφ,c(τ, prn) = ⎪⎪⎪ ∂τ⎩ ∂Iφ(τ, prn) (D.7)Iφ(τ, prn) ≤ 1 ∂τ Statt der ungeglätteten PR-Messung, sind auch die trägerphasengeglätteten PR30- und PR100-Messungen (PRf ) Basis der CMC-Analyse. Damit ergibt sich der ionosphären- freie CMC-Wert zu geglättet (CMCs2f,pre(τ, prn)) und ungeglättet (CMCu2f,pre(τ, prn)): CMCs2f,pre(τ, prn) = CMCraw,s(τ, prn)− Iφ,c(τ, prn) (D.8) CMCu2f,pre(τ, prn) = CMCraw(τ, prn)− Iφ,c(τ, prn) (D.9) D.2 Mess- und Auswerteverfahren 237 Die Phasenmessung ist erheblich weniger verrauscht und daher bevorzugt. Allerdings ist ein weiterer Mehrdeutigkeitsterm enthalten. Dieser kann durch Angleichen der Phasen- an die Codemessung bestimmt werden. Dazu sind lange Beobachtungszeiträume notwen- dig: CMCs,2f (τ, prn) = CMCs2f,pre(τ, prn)− CMCs2f,pre(prn) (D.10) CMCu,2f (τ, PRN) = CMCu2f,pre(τ, prn)− CMCu2f,pre(prn) (D.11) mit: 1 ∑ns CMCs2f,pre(prn) = CMCs2f,pre(i, prn) (D.12) ns 1 ∑i=1ns CMCu2f,pre(prn) = CMCu2f,pre(i, prn) (D.13) ns i=1 Nach Entfernen der ionosphärischen Verzögerung ergibt sich für den CMC-Wert: (ρca − ρφ)adl =MEASca,Remain + νca +Mca (D.14) Der ionosphärische Anteil kann statt durch Zweifrequenzmessungen auch über Hoch- passfilteransätze, bzw. Polynomanpassung entfernt werden. Diese Verfahren wurden v. Verf. im Rahmen von GAST-C Analysen verwendet. Für die hier interessierenden GAST- D Analysen, mit sehr kleinen Fehleranteilen, sind diese jedoch zu ungenau und werden hier nicht weiter betrachtet. Durch die Periodizität der Satellitenkonstellation kann man bei statischen Messungen Aufschlüsse über den Multipath-Anteil gewinnen, da sich der Fehleranteil infolge Empfän- gerrauschens nicht ändert. Wegen der sich wiederholenden Satellitenkonstellationen lässt sich für eine GBAS-Bodenstation die Multipath-Umgebung bei ausreichender Beobach- tungsdauer (mindestens 2 x 24 h) erfassen. Dieses Verfahren setzt jedoch voraus, dass sich die Reflexionsumgebung während der Messungen nicht verändert. Ergänzend wird dargestellt, wie die Analyse der räumlichen Korrelation, basierend auf den CMC-Werten, vorgenommen wird: Die Analyse über einen gesamten Datensatz erfolgt gemäß Kapitel 6. Daneben interessiert mitunter auch der zeitliche Verlauf. Dazu kann ein zeitliches Fenster über den Datensatz verschoben werden: cmcu,p = CMCuf (prn, t0 + (p− 1) · T . . . t0 + p · T ) (D.15) cmcs,p = CMCsf (prn, t0 + (p− 1) · T . . . t0 + p · T ) (D.16) mit t0 = t(0), tmax = max(t) und p = 1 . . . tmax/T ; p ∈ N dem resultierenden gleitenden Zeitfenster, wird die Korrelation für geglättete und ung(eglättete CMC Wert)e:∑T ( 1 cmcu,p − µ(cmcu,p)rcmc,u,prn,T prn, t0 . . . T . . . tmax) = ( ) (D.17)T i=1( σ cmcu,p ) 1 ∑T cmcs,p − µ(cmcs,p) rcmc,s,prn,T (prn, t0 . . . T . . . tmax) = ( ) (D.18)T i=1 σ cmcs,p Daneben wurden weitere Korrelationsansätze, multiple Korrelationen und kanonische Korrelationen untersucht, die eine „über-alles“-Einschätzung, also nicht nur zwischen ei- nem Antennenpaar, erlauben. Da in dieser Arbeit die entsprechenden Ergebnisse nicht dargestellt sind, wird auf die Darstellung der Verfahren ebenfalls verzichtet. 238 Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit D.2.2 Zero-Baseline-Analyse Bei diesem Verfahren werden zwei identische Empfänger gemeinsam an einer Antenne („Zero-Baseline“) betrieben. Dieses Verfahren erlaubt die Bestimmung des thermischen Code- und Phasenfehleranteils. Die Codemessungen der Empfänger sind: PRRx1 = ρRx1 + c(bu,Rx1 −BRx1) + c(TRx1 + IRx1 +Mcode,Rx1 +HWRx1 + νcode,Rx1) + URxERx1 + SARx1 +MEAScode,Rx1 (D.19) PRRx2 = ρRx2 + c(bu,Rx2 −BRx2) + c(TRx2 + IRx2 +Mcode,Rx2 +HWRx2 + νcode,Rx2)+ + URxERx2 + SARx2 +MEAScode,Rx2 (D.20) Da beide Antenne an einer Antenne betrieben werden gilt: ρRx1 = ρRx2 (D.21) und damit BRx1 = BRx2;TRx1 = TRx2; IRx1 = IRx2;Mcode,Rx1 = Mcode,Rx2;URxERx1 = URxERx2;SARx1 = SARx2 Die Differenz beider Entfernungsmessungen ergibt: PRRx1 − PRRx2 = c(bu,Rx1 − bu,Rx1) + c(HWRx1 −HWRx2 + νcode,Rx1 − νcode,Rx2) +MEAScode,Rx1 −MEAScode,Rx2 (D.22) Als Entfernung (Umrechnung über c) kann geschrieben werden: PRRx1 − PRRx2 = ∆R1,R2bu,∗ +∆R1,R2HW∗∆R1,R2νcode,∗ +MEAScode,R1 −MEAScode,Rx2 (D.23) Über eine Mittelung über alle Kanäle, die gemeinsam einen Satellit tracken (Spezialversion der Empfänger-SW) lassen sich gemeinsame Empfängerfehler entfernen. Damit bleibt nur noch der Rauschanteil übrig, dessen Standardabweichung chm∑ax;tmax σ 2∆R1,R2ν ∗ = √ (∆R1,R2νcode,∗(ch, t)− µ(∆code, R1,R2νcode,∗(ch, t))) (D.24) ch=1;i=t0 Dabei muss berücksichtigt werden, dass das die Standardabweichung zweier Empfänger ist. Über die Fehlerfortpflanzung ergibt sich für reines thermisches Rauschen: σ = ∆RMS R1√,R2νcode,∗∆ 1ν (D.25)R code,∗ 2 √ Sollte es sich nicht um weißes Rauschen handeln, ist der Faktor 2 um den Korrelations- anteil anzupassen, wie in Kapitel 4 dargestellt. Das Verfahren zur Bestimmung des Phasenrauschens ist entsprechend dem für das Co- derauschen. Es muss zusätzlich der kombinierte Phasenmehrdeutigkeitsterm durch Mit- telung entfernt werden. D.2 Mess- und Auswerteverfahren 239 D.2.3 Aspekte der B-Wert Analyse vor dem Hintergrund korrelierter Fehleranteile Die B-Wert Berechnung ist in ED-114A, [EUR13] festgelegt. Diese sind nur für 100 s Trä- gerphasenglättung definiert. Jedoch kann eine entsprechende Berechnung auch für 30 s CCS erfolgen. Die folgende Darstellung berücksichtigt daher keinen Index zur Kennzeich- nung der Glättungszeitkonstanten. Die folgende Darstellung zielt darauf ab, die in den B-Werten enthaltenen Fehleranteile darzustellen (ähnlich in [RTC04]) und die Äquivalenz der B-Werte aus PRC- und CMC-Werten aufzuzeigen. Ferner wird auf die korrelierten Anteile eingegangen. Die B-Werte sind: Bn = µ(avgPRCRX1...M)− µ(avgPRCRx1...M |n) (D.26) Damit ist der Anteil eines Empfänger zum PRC Fehler, gemittelt über alle Antennen 1 1 1 ∑M Bn = PRCERx1,n − PRECi (D.27) M M (M − 1) i=1...M ;i≠ n Der B-Wert repräsentiert den Anteil des Rauschens und unkorrelierter Fehler des entspre- chenden Empfängers am mittleren PRC Fehler und ist mit Gleichung 4.4: 1 ∑M ∑M ( ) Bn = c(bu+ B)+ c(T − I +M+HW + ν)+U RE+SA+MEASM n=1 i=1...M ∑clk ( env EphM − 1 1( 1) c(bu +B) + c(T − I +M +HW + ν) + UREM M − i=)1...M ;j≠ n + SA+MEAS (D.28) Damit läss(t sich z.B. für B4 schreiben: ∑ ) B4 = 1 4 4clk + env1 + env2 + env3 + env4 + 4eph+ 4SA+ MEASi − 1 ( ∑ 3 3clk + env1 + env2 + env3 + 3eph+ 3SA+ MEAS (D.29) 1(∑ ) j= clk + 4 envi + eph+ SA+MEAS1 +MEAS2 +MEAS3 +MEAS4(∑i ) − 1clk − 3 envj − eph− SA−MEAS1 −MEAS2 −MEAS3 (D.30)j = 1 + 3 − 4 3 4 3 44env4 12env1 12env1 + 12env2 − 12env2 + 12env3 − 12env3 +MEAS4 (D.31) = 1 14env4 − 12 (env1 + env2env3) +MEAS4 (D.32) = 14 (T − I +MP4 +HW4 + ν4) − 112 (3T − 3I +MP1 +MP2 +MP3 + 3HW + ν1 + ν2 + ν3) (D.33) 240 Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit T, I können wegen des differentiellen Verfahrens vernachlässigt werden. Der Empfänger- fehler eines GBAS-Bodenstationsempfängers ist vernachlässigbar klein HW ≈ 0. Dann ist ∑M Bn = 1 ( 1MPn + νn)− ( (MP + ν ) (D.34)M M M − 1) j jj=1;j ̸=n Die CMC-Werte repräsentieren ebenfalls primär den Rauschanteil und den Mehrwe- geausbreitungsfehler, wie zuvor dargestellt wurde, jedoch für einen Empfänger, absolut: CMC = f (MPL1,CCS,Rx, νCCS,Rx) Damit können die B-Werte auch aus CMC-Werten berechnet werden: ( ) BCCS,CMC,n = µ (avgCMCRx1...4)− µ CMCRx1...4|n (D.35) Damit ist √ RMSPR_GND,CCS,BCMC,n = M · std (BCCS,CMC,n) (D.36) Wie anfangs dargestellt, repräsentieren die B-Werte die unkorrelierten Fehleranteile eines Empfängers zum gemittelten PRC-Fehler - der Vergleich erfolgt also gegen die GAD- C4 Kurve1. Sie sind damit nicht direkt vergleichbar mit dem CMC-Ergebnis für einen Empfänger, das den ungemittelten Fehleranteil dieses einen Empfängers darstellt und daher gegen die GAD-C1-Kurve verglichen wird. Allerdings ist die Aussagekraft dieses Vergleichs noch gering. Die Mittelung der CMC-Werte über alle vier Empfänger führt zu einer Aussage zum PRC-Fehler des Bodensubsystem√s. Diese Mittelung berücksichtigt dann auch den nicht-idealen Mittelungsfaktor, der von M abweicht. Sollen hingegen die B-W√erte für das RMSPR_GND eines Empfängers betrachtet wer- den, ist Multiplikation mit M notwendig: √ RMSPR_GND,CCS,Bn(M = 1) = M ·RMSPR_GND,CCS,BCMC,n (D.37) Vollständig korrelierte Fehleranteile sind in den B-Werten nicht enthalten. Wird nun angenommen, dass die Fehleranteile aller Empfänger die gleiche Größe haben, die Mehr- wegefehler vollständig korreliert sind (rMP = 1) und das Rauschen vollständig unkorreliert (rν = 0), egiebt sich mit: 1 ∑M MPx = 1 MPj (D.38)M − j=∑1;j ̸=n1 M νx = ν (D.39) M −⎛ 1 jj=1;j≠ n⎜ ⎞ ⎛ ⎞= 1 ⎝ − 1Bn MPn MP⎠⎟+ ⎜x ⎝M M νn − νx ⎟⎠ (D.40) MP−Anteil Rauschanteil Es sei rMP ≈ 1, dann folgt MPn ≈MPx und damit: 1 Bn ≈ M (νn − νx) (D.41) Rauschen 1Es wird von GAST-D ausgegangen, daher wird nur Genauigkeitsklasse GAD-C betrachtet. D.2 Mess- und Auswerteverfahren 241 Ist rMP ≠ 1, lässt sich schreiben: MPn = c1MPx + c2MPn (D.42) korreliert unkorreliert Da c1 + c2 = 1, gilt c2 = 1− c1 und damit: MPn = c1MPx + (1− c1)MPn (D.43) und: νn = cν,1νx + (1− cν,1)νn (D.44) wobei cnu,1 ≈ 0, da der Term primär thermisches Rauschen repräsentiert. Damit ergibt sich: 1 1 Bn = M ((MPn −MPx) + (νn − νx)M ) = 1 (c1MPx + (1− c1)MPn − 1 MPx +) (νn − νx) (D.45)M M = 1 1(c1MPx +MPn − c1MPn −M)Px + (νn − νx) (D.46)M M = 1 (c1 − 1)MPx + (1− 1 c1)MPn + (νn − νx) (D.47) M M Gleichung D.45 lässt sich in dieser Form einfach an verschiedene Formen des Korrelations- koeffizienten anpassen, womit sich der Einfluss verschiedener Werte der Korrelation auf die B-Werte einschätzen lässt. Im einfachsten Fall von zwei Antennen reicht die bi-variate Korrelation zu Beschreibung. Werden mehr Antennen verwendet und soll die Struktur von Gleichung D.45 erhalten bleiben, ist eine erweiterte Definition des Korrelationskoef- fizienten erforderlich. Ein Ansatz dazu kann wie folgt aussehen: Nimmt man eine lineare Abhängigkeit des Fehlers zwischen den Antennen an, lässt sich über eine multiple Regression ein Modell der Abhängigkeit der Fehler aufstellen. Die Annahme der linearen Abhängigkeit scheint begründet, da der gemeinsame Fehleranteil zwischen den Antennen vom MP-Fehler ge- trieben ist, der in erster Ordnung einer linearen Abhängigkeit folgt. Werden nur die MP- Komponenten betrachtet, lautet das Regressionsmodell und der Lösungsansatz: MPn = (MPxb+) ϵ (D.48)− b = MP Tx 1MP Tx MPn (D.49) Lineare Regression und Korrelation sind miteinander verwandt. Die Beziehung zwischen beiden besteht in den Parameterschätzwerten. Daher kann die weitere Darstellung auf die Darstellung in der Literatur z.B. in [AVO89], [LKJ11] zurückgreifen: Die multiplen Regressionsparameter entsprechen denen der multiplen Korrelation: b = R−1x rxn (D.50) 242 Ergänzungen zum Vorgehen des Nachweises der Leistungsfähigkeit wobei der multiple Korrelationskoeffizient: R2n,x = Rnb (D.51) =   ∑k Rn,x √ bjrjn (D.52) j=1;j ̸=n = cov (MPj,MPn)rjn std (MPj) std (MPn) (D.53) Damit wird: MPn = cxMPx + (1− cn)MPn (D.54) = bMPx + epsilonn (D.55) = bMPx + (1− cn()epsilonn ) (D.56) = R−1x rxnMPx + 1−R−1x rxn Mn (D.57) = R−1x rxnMPx −R−1x rxnMPn (D.58) Die B-Werte werden damit zu: 1 1 Bn = ((MPn −MPx) + (νn − νx) (D.59)M M = 1 ) R−1( x rxn(MPx − −1 1Rx rxn)MPn +) (νn − νx) (D.60)M M = 1 R−1 1x rxn MPx −MPn −MPx + (νn − νx) (D.61)M M = 1 + 1 1 ( ∑M ∑M ) Bn  νn (R − 1) MP − ν (D.62)M M M − 1 >0   n,x  j jj=1;j ̸=n   j=1;j≠ n <0 >0  <0 In der Praxis ist der MP-Fehler immer zu einem gewissen Grad korreliert. Diese Kor- relation führt zu einem negativen Vorzeichen im MP-Term der B-Werte. Für positive MP-Werte und vernachlässigbaren individuellen MP-Fehler an Antenne n, MPn ∼ 0, reduzieren sich damit die B-Werte um die MP-Komponente. Anhang E Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests Dieser Anhang ergänzt Kapitel 6 um weitere Informationen zur Durchführung der Tests zur Mehrwegeausbreitung. E.1 LOCA Definition Wesentlicher Bestandteil der Tests zur Mehrwegeausbreitung ist der Nachweis, dass bei korrekter Aufstellung des GBAS Bodensubsystems keine unzulässig hohen Mehrwegeaus- breitungsfehler auftreten. Aufstellungskriterien für GAST C wurden von der FAA definiert, wie in Kapitel 4 beschrieben. Eine Begründung für die Abmessungen der LOCA wurde von der FAA nicht angegeben. Die Ausführungen zur Begründung der Abmessungen stellen die Interpretation d. Verf. dar. Abbildung E.1 zeigt die von der FAA definierte LOCA. Darin ist angegeben, welche Einschränkungen für den Aufenthalt von Objekten gelten. Diese setzt sich aus drei Bereichen zusammen: • Äußerer Bereich (Outer LOCA), 50 m bis 155 m: Die Abmessungen ergeben sich aus der Einhüllenden des Mehrwegeausbreitungsfehlers für einen 0,1-chip-E-L-Empfänger von ca. 310 m. Die kürzeste Distanz eines Objektes, das eine direkte Reflexion her- vorruft, ist der halbe chip Abstand, also 155 m. • Mittlerer Bereich (Intermediate LOCA), 4 m bis 50 m: Ihre Abmessung ergibt sich aus Kriterien zum Schutz des Auftreffpunktes des Satellitensignals am Boden, so dass es das Phasenzentrum so erreicht, dass ein relevanter Fehler hervorgerufen werden kann, sowie aus der erweiterten Nahfeldbedingung der Antenne mit einer Abmessung von 2 m Länge. • Innerer Bereich (Inner LOCA), 0 bis 4 m: Die Abmessung ergibt sich aus dem un- mittelbaren Nahfeld der Antenne. Dieser Bereich muss geschützt sein, um die elek- tromagnetischen Eigenschaften der Antenne zu gewährleisten. Weiterhin ist dieser Bereich hinsichtlich des Auftreffpunktes der Bodenreflexion im Elevationswinkel- bereich oberhalb von 50° relevant. Also der Elevationswinkelbereich, in dem das Antennendiagramm einen Einbruch (um 70°) zeigt. Daraus ergibt sich der minimale Abstand zweier Antennen zum Schutz vor korrelierten Fehlern zu 105 m. Da die Referenzempfänger Satelliten mit größerem Elevationswinkel als 0° aufnehmen, ist ein minimaler Abstand von 100 m ausreichend. Der 3°-Konus bietet Schutz bei Aufnahme von Satelliten mit niedrigen Elevations- winkeln. Bis der Satellit die 5° überschreitet, ist ein evtl. vorhandener Mehrwegeausbrei- 243 244 Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests tungsfehler, der von einem Objekt unter 3° resultiert abgeklungen. Vor allem gewährleistet dieses Kriterium, dass ein uneingeschränkter Satellitensichtbarkeitsbereich gegeben ist. Abbildung E.1: Grafische Darstellung der LOCA der GBAS-Referenzantennen (Quelle: FAA, [War10]) E.2 Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests Abbildung E.2 zeigt die Geometrie der Mehrwegeausbreitung am Hangar. In der Ab- bildung ist die Antennenaufstellung gezeigt. Zusätzlich sind die Parabeln gleicher MP- Verzögerung dargestellt. Daraus lässt sich geometrisch ablesen, in welchem Azimutbereich der MP-Fehler erwartbar ist. Um das Risiko während der Versuche mit dem A380 zu minimieren, wurde eine mög- lichst einfache Reflektorgeometrie angestrebt. Daher wurde primär auf Reflektionen durch das Seitenleitwerk (SLW) abgezielt. Aus den Satellitenspuren ließ sich jedoch ableiten, dass Rumpfreflexionen ebenfalls erwartbar waren. Die geometrischen Verhältnisse für das SLW des A380 sind in Abbildung E.3 dargestellt. Mit bekannter Geometrie wurde ein Satellit gesucht, der mit der möglichen Aufstellung des A380 die Reflexion am SLW hervorrufen würde. Dieser wurde in PRN13 identifiziert. Für diese PRN erfolgte dann eine Bestimmung der Zeiten, zu denen er an den geplanten Testtagen im geplanten Winkelbereich beobachtbar sein wird. Die Berechnung erfolgte anhand der Extrapolation von Ephemeridendaten in die Zukunft. Das Vorgehen ist in Abbildung E.4 dargestellt. E.2 Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests 245 N Messabstand 25 m Für jeden Auftreffpunkt DSNA existiert eine (Fresnel) MP Parabel, deren Hangar 115° Halbachse der MP Auftreffpunkt Laufzeitverzögerung entspricht Reflexionspfad MP Parabeln (0 … 155 m path Tangente an MP Parabel delay) Zum Satellit Abbildung E.2: Geometrie der Mehrwegeausbreitung am Hangar (Karte: Daten von http://www.openstreetmap.org/ - Veröffentlicht unter http://opendatacommons.org/licenses/odbl/)    EC;=?I J  KD@ABL E F  !"# CG=>=?I J KD@ABL $%&" ##'  /M    ()  /M * + # (,) - &" ./()01 ZQ[RQ\PSQ]PQUWNSVTORW +2) # (),,  - &" ./(,1 NOPQRSPQTUSVTORW 3&#' 4567"# "(.0+) *8 56(. *8 + # (,) -'!#&" .9(0:1 EdhefgF +2) # (),,  9G=>=?I J D " K @AB L-'!#&" .9(),1+ 9M 56 Ŝ_̀PWaObUPOcUVQ]Q_̀PW Abbildung E.3: Geometrie der Mehrwegeausbreitung am A380 - Fokus auf Seitenleitwerk XOSRWYSTW 246 Ergänzende Informationen zu den Mehrwegeausbreitungstests     eabcda   àbcda    !"#!$%&'() *+,-./,  0&&1203)*+4,  5 &!2!6&!3!7)*89, -.:;:,)<,  =>?@A.BCA/D.-.BEABF.  1G13"&'(3!7)H84,  I&!2!J& !73J!! K& !3"LMN 1%0""3!7!O*<0) PQRS QT UVQ    W X QT  YZV[ \5&76]'(̂N!7%7!!! %23"'(&0!_ Abbildung E.4: Ableitung des Testszenarios mit A380 Anhang F Zusätzliche Ergebnisse Dieser Anhang ergänzt Kapitel 7 um zusätzliche Ergebnisse F.1 Ergebnisse der Simulatormessungen Abbildung F.1 zeigt die Ergebnisse der mit dem ZBA-Verfahren gewonnenen Standardab- weichungen des Code- und Phasenrauschens über der Signalstärke. Zum Vergleich sind die simulierten Standardabweichungen dargestellt. Das Verfahren der Modellierung wurde in Kapitel 4 angegeben. Abbildung F.2 zeigt das Ergebnis des thermischen PRC-Rauschens inkl. Trägerphasenglättung, ebenfalls mit dem modellierten Ergebnis im Vergleich. Anhand der in Abbildung F.3 gezeigten Wahrscheinlichkeitsdichten des Code- und Phasenrauschens sowie der trägerphasengeglätteten PR (Beispiel für -100 dBm. Das Er- gebnis für alle anderen Signalstärken ist im Wesentlichen identisch.) bestätigt sich, dass das thermische Rauschen einer Normalverteilung folgt. Das wird auch im Ergebnis der Autokorrelation des Rauschens der Code-und Phasenmessungen deutlich. Das gemessene Verhalten des thermischen Rauschens stimmt mit der Theorie für einen reinen Rausch- prozess überein. Standardabweichung des Rauschens der Codemessung Standardabweichung des Rauschens der Träger− für einen GBAS GAST D Referenzempfänger phasenmessung eines GBAS GAST D Referenz− über Signalleistung aus ZBA Messung am GNSS Sim. −3x 10 empfängers über Signalleistung 0.8 2 Messung Messung Simulation 0.6 1.5 Simulation 0.4 1 0.2 0.5 0 0 −115 −110 −105 −100 −95 −90 −85 −115 −110 −105 −100 −95 −90 −85 L1 C/A Signalleistung [dBm] Signalleistung [dBm] (a) L1 C/A Coderauschen (b) L1 Phasenrauschen Abbildung F.1: Standardabweichungen des L1-C/A-Code- und Phasenrauschens über der Signalleistung im Vergleich mit der Simulation F.2 Ergänzende Ergebnisse zur nominalen Genauigkeit In Kapitel 4 wurde die Frage der unabhängigen Samples adressiert. Der messtechnische Vergleich in Abbildung F.5 für alle Samples und Abbildung F.6 für unabhängige Samp- les bestätigt die in Kapitel 4 getroffenen Aussagen. Mit der verringerten Sampleanzahl 247 σ [m] PR σ [m] CP 248 Zusätzliche Ergebnisse Standardabweichung des der 30 s und 100 s geglätteten PRC über Signalleistung (ZBA Messung am GNSS Simulator) 0.2 Messung 30 s Messung 100 s 0.15 Simulation 100 s Simulation 30 s 0.1 0.05 0 −115 −110 −105 −100 −95 −90 −85 Signalleistung [dBm] Abbildung F.2: Standardabweichung des 30 s und 100 s trägerphasengeglätteten, kombinierten Code-und Phasenrauschens über Signalleistung Wahrscheinlichkeitsdichte der Daten und Wahrscheinlichkeitsdichte des Phasenrauschens Normalverteilung: ZBA Messung am Simulator und Normalverteilung im Vergleich K =1.0615; σ =0.18237 K =1.1046; σ =0.00036378 inf ovb inf ovb 3 0 10 10 2 10 1 10 −2 10 0 10 −1 NV(Daten) 10 NV(Daten) −4 H(Daten) −2 H(Daten) 10 10 PDF PDF OVB OVB−3 10 −1 −0.5 0 0.5 1 −2 −1 0 1 2 σ −3 σ x 10 (a) ungeglätteten PR (b) ungeglättete CP Wahrscheinlichkeitsdichte des 30 s PRC Wahrscheinlichkeitsdichte des 100 s PRC Rauschens und Normalverteilung Rauschens und Normalverteilung K =1.2697; σ =0.028273 K =1.1046; σ =0.013476 2 inf ovb inf ovb 10 1 10 0 10 010 −1 10 −2 10 NV(Daten) NV(Daten) −2 H(Daten) 10 H(Daten) PDF PDF OVB OVB −4 −3 10 10 −0.2 −0.1 0 0.1 0.2 −0.06 −0.04 −0.02 0 0.02 0.04 0.06 σ [m] σ [m] (c) 30 s trägerphasengeglättete PR (d) 100 s trägerphasengeglättete PR Abbildung F.3: Wahrscheinlichkeitsdichten der ungeglätteten PR, CP und geglätteten PR aus ZBA Rauschmessung am GNSS Simulator wird das erzielte Ergebnis ungenauer. Das nominale Verhalten ist ein stationärer Pro- zess. Bei genügend langer Beobachtungszeit (24 h) sollen alle Samples zur Auswertung herangezogen werden. PDF [−] PDF [−] σ [m] PR sm PDF [−] PDF [−] F.3 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten 249 Autokorrelation der Code− und Phasenmessung, sowie der trägerphasengeglätteten PR aus ZBA Messung am GNSS Simulator 1.2 1 PRCCS100 PR 0.8 CCS30 PR 0.6 CP 0.4 G1/e PT1,100 0.2 0 −0.2 −500 −400 −300 −200 −100 0 100 200 300 400 500 tau [Samples] Abbildung F.4: Gemessene Autokorrelationsfunktion (normalisiert) des Code- und Phasenrauschens sowie der 30 s und 100 s trägerphasengeglätteten PR F.3 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten Im folgenden werden Ergebnisse der Monitorbewertungen zusammengefasst. Ausführlich sind die Ergebnisse in D08 [SBK15] und D26 [Sch16] angegeben. Der Abschnitt zeigt beispielhaft, welche Ergebnisse während der Verifikation der Schutzmaßnahmen im GAST- D-Prototyp erzielt wurden. Besonderer Fokus liegt auf zusätzlichen Erkenntnissen im Hinblick auf die Erreichung der geforderten Leistungsfähigkeit stehen. Daher wird nur für eine Auswahl der implementierten Verfahren die charakteristischen Größen dargestellt. CCD Monitor Abbildung F.7 zeigt die gemessene CCDF der CCD-Monitortestmetrik basierend auf Ergebnissen der Langzeitauswertung. Diese erlaubt es einzuschätzen, ob die geforderte Kontinuität des Monitors erreicht wird. Abbildung F.8 zeigt die Verteilung der Pmd des CCD-Monitors für den Fall der Pha- sendivergenz, wie er mit der Algorithmensimulation gewonnen wurde. Der Fall der Pha- sendivergenz ist der mit der größten Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit und damit der kritische Fall. Abbildung F.9 zeigt den Vergleich zwischen dem zeitlichen Verhalten der CCD-Monitormetrik im Labortest sowie zum Vergleich, das simulierte Verhalten. Für den Monitor ergeben sich folgende Ergebnisse: • Das Verhalten des Monitors wird zutreffend simuliert und deckt sich mit dem ge- messenen Verhalten. • Die Pmd-Anforderung ist erfüllt und erlaubt höhere Schwellwerte zuzulassen (was vor dem Hintergrund der Doppelnutzung des Monitors zur Ionosphärenüberwachung abzuwägen ist.). • Das in [SP06] angegebene durchschnittliche σCCD,nom ∼ 0, 004 m/s kann für Tou- louse bestätigt werden. • Die maximale Standardabweichung der Testmetrik über einen Tag beträgt: σCCD,max ∼ 0, 0075 m/s • Es ist eine starke jahreszeitliche Variation festzustellen. Zur Verdeutlichung sei auf AKF normalisiert 250 Zusätzliche Ergebnisse RMS PR_GND, 100 0.15 RMS = RMS = RMS = RMS = R1 R2 R3 R4 avg RMS = GAD C4 GAD C1 0.044 0.046 0.058 0.046 0.035 0.1 0.05 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Mean PR_GND, 100 0.1 0.05 0 −0.05 RX1 RX2 RX3 RX4 avg −0.1 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] R avg, 100 2 RX1: RX2: RX3: RX4: R = R = R = R = R = R = R = avg, 4 avg, 3 avg, 2 avg avg avg avg 0.815 0.769 0.616 0.772 1/√4 1/√3 1/√21.5 1 0.5 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] 4 x 10 Number of Samples 2.5 2 1.5 1 0.5 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Abbildung F.5: RMSPR_GND,100, bestimmt mit allen Samples eines Datensatzes von 24 h Länge µ [m] RMS / RMS [m] PR_GND RMS [m]N PR_GND PR_GND, Rx PR_GND Samples 1 ... 4 F.3 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten 251 RMS PR_GND, 100 0.15 RMS = RMS = RMS = RMS = R1 R2 R3 R4 avg RMS = GAD C4 GAD C1 0.044 0.045 0.057 0.046 0.035 0.1 0.05 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Mean PR_GND, 100 0.1 0.05 0 −0.05 RX1 RX2 RX3 RX4 avg −0.1 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] R avg, 100 2 RX1: RX2: RX3: RX4: R = R = R = R = R = R = R = avg, 4 avg, 3 avg, 2 avg avg avg avg 0.815 0.777 0.621 0.775 1/√4 1/√3 1/√2 1.5 1 0.5 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Number of Samples 80 60 40 20 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 θ [°] Abbildung F.6: RMSPR_GND,100, bestimmt mit unabhängigen Samples eines Datensatzes von 24 h Länge µ [m] RMS / RMS [m] PR_GND RMS [m] N PR_GND PR_GND, Rx PR_GND Samples 1 ... 4 252 Zusätzliche Ergebnisse F.10 verwiesen: die Tageswerte der Standardabweichung der Testmetrik zeigen Pe- rioden mit Maxima im Frühjahr und Herbst. • Diese jahreszeitliche Variation wird durch ionosphärische Aktivität hervorgerufen und deckt sich mit dem Ergebnis der Ionosphärenüberwachung (E. Robert, Euro- control in D32, [COK+16]), das in F.10 dargestellt ist. Aus Analysen, d. d. Verf. in D07 [SBK+12] / D08 [SBK15] dargelegt hat, ergibt sich, dass die erhöhten CCD-Werte sich v.a. bei tiefen Elevationswinkeln ergeben. In den meis- ten Fällen unter 5°, bevor eine PRN in den Datenrundfunk aufgenommen wird. Damit wirkt sich der Einfluss der nominalen Ionosphäre v.a. auf die Verfügbarkeit aus. Abbildung F.7: Komplementäre kumulative Verteilungsfunktion der CCD-Testmetrik über mehrere Monate in 2014                 !                    !           !        !                     "    "     $ & '  $ & ' #  %   #  %                     ( Abbildung F.8: Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit (Pmd) der Überwachungsverfahren für Divergenzfehler der Satellitensignale (Quelle: D26, [Sch16])               F.3 Übersicht über weitere Ergebnisse zum gestörten Verhalten 253 Clock-uncorrected PRC 30 PRN 12 6 6 5 X: 37 Rx1 5 Y: 4.077564378 Rx2 X: 258014 4 4 Rx3 Y: 3.443551833 Post-detection Rx4 3 Pre-detection 3X: 28 Y: 3.305433674 2 2 1 X: 0 1 Y: 0 0 0 X: 258000 -1 -1 Y: -0.05371133331 -20 -10 0 10 20 30 40 50 2.5799 2.58 2.58 2.5801 2.5801 2.5802 2.5802 2.5802 Epochs since fault onset [-] GPS time of week [s] 5x 10 CCD monitor test metric PRN 12 3 3 Post-detection 2.5 Pre-detection 2.5 Threshold X: 37 2 Y: 1.690332307 2 1.5 X: 28 1.5 X: 258014 Y: 1.074589931 Y: 1.037296137 1 1 0.5 X: 0 0.5 X: 258000 Y: 0.1322746781 Y: 0 0 0 -20 -10 0 10 20 30 40 50 2.5799 2.58 2.58 2.5801 2.5801 2.5802 2.5802 2.5802 Epochs since fault onset [-] GPS time of week [s] 5x 10 Abbildung F.9: Vergleich zwischen simulierten (links) und getesteten (rechts) PRC30 (oben) und CCD-Testmetrik (unten). Zeitpunkt des Einsetzens des Fehlers in der Messung ist 258000 s (Quelle: D08, [SBK15]) SQM-Monitor Der aufwändigste Monitor zur Erkennung von Schrägentfernungsfehlern ist der SQM- Monitor. Dabei ist der Fehlerfall C mit der größten Pmd am schwierigsten erkennbar. Die Simu- lationen und Labormessungen wurden konservativ für das größte Rauschen der Testmetrik durchgeführt. Aus dem Antennendiagramm ergibt sich, dass das bei einem Elevationswin- kel von ca. 80° der Fall ist. Dimensionierend ist die Fehlercharakteristik eines Bordempfän- gers mit DD-Korrelator (blau Darstellung in Abbildung F.11). Daneben ist entscheidend, welche Zeit angenommen werden kann, bis eine PRN in die Positionslösung des Bord- empfängers einfließt („Delay to incorporation“). In den dargestellten Simulationen wurde hierfür ein Wert von 25 s angenommen. Nach Abschluss dieser Untersuchungen wurde im GAST-D-Standard ([ICA16b]) bzw. dem draft-Bordstandard (DO-253D) ein Wert von 50 s festgeschrieben. Daneben wurde für GAST D der DD Korrelator als Bordempfänger ausgeschlossen. Daher sind die erzielten Ergebnisse sehr konservativ. Wie Abbildung F.11 entnommen werden kann, ist die geforderte Leistungsfähigkeit des Monitors hinsichtlich der Pmd-Anforderung gegeben. Beispielhaft ist das Ergebnis des Labortests des SQM-Monitors in Abbildung F.12 gezeigt. Der Vergleich des Testergebnisses mit der Simulation zeigt sehr gute Überein- stimmung. Wie [SBK15] und [SBIK14] entnommen werden kann, ist die Erkennung auch für die anderen SQM-Fehlerfälle sehr gut gegeben. CCD test metric / CCD monitor threshold [-] PRC [m] 30 CCD test metric / CCD monitor threshold [-] Non-averaged PRC [m] 30 254 Zusätzliche Ergebnisse (a) tägliche nominale CCD-Rate in Toulouse (b) Jahreszeitliche Verteilung ionosphärischer Gradienten Abbildung F.10: Standardabweichung und Mittelwert der täglichen nominalen CCD-Rate in Toulouse über mehrere Monate in 2014 (eigene Darstellung) und Verteilung ionosphärischer Gradienten innerhalb eines Jahres, bestimmt aus Daten verschiedener Europäische Datenaufzeichnungscluster (Quelle: D32, Anhang C [COK+16]) F.4 CAT-III-L1 System mit zusätzlichen Sendestellen des GBAS-Datenrundfunks Einer der Vorteile des GBAS ist die Möglichkeit, Anflüge und Landungen mit nur ei- ner GBAS-Station auf mehreren Landebahnen zu ermöglichen. Sollen Landungen gemäß CAT-IIIb unterstützt werden, ist hierfür die Empfangbarkeit des GBAS-Datenrundfunks F.4 CAT-III-L1 System mit zusätzlichen Sendestellen des GBAS-Datenrundfunks 255 Abbildung F.11: Pmd und Pfa des SQM-Monitors (Quelle: D08, [SBK15]) Abbildung F.12: Vergleich zwischen simulierten (links) und getestetem (rechts) Verhalten der SQM-Testmetrik unter Vorhandensein eines SQM-Fehlers (Quelle: D08, [SBK15]) auf allen Landebahnen bis zu einer Höhe von 3,7 m (12 ft) notwendig 1. Auf großen und komplexen Flughäfen stellt die Gewährleistung dieser Anforderung eine Herausfor- derung dar, wie der schematischen Abbildung Abbildung F.13 entnommen werden kann. Die Nutzung mehrerer GBAS-Sendestellen bietet eine mögliche Lösung, die Signalabde- ckungsanforderungen mit einer einzelnen GBAS-Station zu erfüllen. Die Nutzung mehrerer GBAS-Sendestellen unter Verwendung der Zeitdiversität ist in den Standards SARPs, ED-114 beschrieben, wurde bislang jedoch nicht praktisch umge- setzt. Mit der Entwicklung der CAT-III-Fähigkeit des GBAS entstand die Notwendigkeit der Entwicklung und Erprobung entsprechender Prototypen. Mit GAST-D ist das GBAS-Authentifizierungsprotokoll zur Gewährleistung der siche- ren VDB-Übertragung zu erfüllen. Wie d.Verf. in [SLB13b] gezeigt hat, war es zunächst nicht möglich das Konzept mehrerer Sendestellen im Zeitmultiplexbetrieb mit Ausstrah- 1Im draft Entwicklungsstandard wurde noch ein Wert von 2,4 m (8ft) als Empfehlung ausgespro- chen. Im Ergebnis der Validierung des GAST-D-Standards ergaben sich Änderungen der bordseitigen Anforderungen und diese Empfehlung wurde fallengelassen. 256 Zusätzliche Ergebnisse lung identischer FAS-Daten pro Sendestelle zu nutzen, ohne dass das Authentifizierungs- protokoll verletzt wird. Eine Aufteilung der Endanflugdaten auf die Sendestellen würde ein geändertes Betriebskonzept erfordern 2. Die Implementierung und Erprobung des Konzeptes erfolgte zunächst unter Berück- sichtigung dieser Bedingung. Im SESAR-Rahmen ist das generelle Konzept in D32, Ap- pendix B [COK+16] beschrieben. Die Umsetzung im hier besprochenen Prototyp ist in D27, [KS16] beschrieben und erfolgte als 5-Slot Betrieb mit zwei VDB-Sendestellen. Ab- bildung F.14 zeigt schematisch das umgesetzte Nachrichtenübertragungsschema. Die MT2 wird mit der minimalen Übertragungsrate gesendet, so dass die maximale Anzahl an MT4 und damit FAS-Daten ausgestrahlt werden kann. Damit unterstützt das hier beschriebene Prototypsystem folgende Übertragungsmodi (s. auch D27 [KS16]): • Einslot GAST-C mit 19 FAS-Daten und einzelner VDB-Antenne • Zweislot GAST-C mit voller Anzahl von 49 FAS-Daten und einzelner VDB-Antenne • Zweislot GAST-D mit begrenzter Anzahl an FAS-Daten und einzelner VDB-Antenne • Dreislot GAST-D mit 49 FAS-Daten und einzelner VDB-Antenne • Fünfslot GAST-D mit 40 FAS-Daten und zweifacher VDB-Antenne Der hier besprochene Prototyp wurde im Labor verifiziert. Die Ergebnisse sind in D27 [KS16] und D32 [COK+16] zusammengefasst. Insgesamt zeigte sich, dass die Anforderun- gen an das Authentifizierungsprotokoll erfüllt sind und ein Nutzer (im Labor durch eine unabhängige GBAS-Monitorstation dargestellt) in der Lage ist, jeweils die einzelnen und kombinierten Datenströme zu nutzen. Abbildung F.15 zeigt ein Bildschirmphoto des an die Senderausgänge angeschlossenen Oszilloskops. Je ein Kanal stellt einen Senderausgang dar. Deutlich erkennbar ist die Übertragung in den einzelnen Slots, entsprechend dem in Abbildung F.14 dargestellten Übertragungsschema. Die Feldmessergebnisse der DFS unter Nutzung des zweiten SESAR-Prototypen eines anderen europäischen Herstellers am Frankfurter Flughafen (Ergebnisse in D32 [COK+16] sowie in D30 [COK+16]) zeigen, dass sich die erhöhte Abdeckung auch im Feld umsetzen lässt. Mit beiden in Europa umgesetzten Lösungen und Verifikationskampagnen (Labor und Feld) konnte erstmalig gezeigt werden, dass das GAST-D-Konzept mit der Erweiterung um zusätzliche Sendestellen die betrieblichen Abdeckungsanforderungen auch an großen und komplexen Flughäfen erfüllen kann, betrieblich umsetzbar ist und damit ein kosten- günstiger und frequenzeffizienter Präzisionsanflugbetrieb ermöglicht wird. 2Aus betrieblicher Sicht ist das GBAS-Konzept mit mehrfachen VDB-Sendestellen und Zeitdiversi- tät das Einzige, dass die Bedingung erfüllt, dass eine GBAS-Station mehrere Bahnen eines Flughafens bedient, da es erlaubt identische FAS-Daten (also identische Anflüge) über die verschiedenen Anten- nen zu senden. Mehrfache GBAS-Stationen (Frequenzdiversität) verhalten sich in betrieblicher Hinsicht unterschiedlich, da unterschiedliche FAS-Daten ausgestrahlt werden müssen. F.4 CAT-III-L1 System mit zusätzlichen Sendestellen des GBAS-Datenrundfunks 257 Slot Allokation über Slot Group Definition Slots A … E: SGD : 00011111 Antenne 2 nicht empfangbar MT2& MT1 MT11 D E F G H MT4 A MT1 MT11 D E F G H Antenne 1 Antenne 2 MT2& A B C MT1 MT11 F G H MT2& MT4 MT1 MT11 MT1 MT11 F G H MT4 MT2& B C MT1 MT2& MT11 F G H MT4 MT1 MT11 MT1 MT11 F G H MT4 Antenne 1 nicht empfangbar MT3 (Füllnachricht) nicht dargestellt Abbildung F.13: Generisches Beispiel eines Flughafens an dem mehrere VDB-Sendestellen zur Erfüllung der Abdeckungsanforderungen notwendig sind und Nachrichtenübertragungsschema                                                          !            "#$%#$  &' (      Abbildung F.14: Umgesetztes Übertragungsschema mit zwei Sendestellen im Fünfslotbetrieb 258 Zusätzliche Ergebnisse Abbildung F.15: Bildschirmphoto des an die Sender angeschlossenen Oszilloskops mit dem HF-Signal der beiden Kanäle (Die senkrechte gestrichlete Linie markiert die Trennung zwischen zwei Frames, Quelle: D27, [KS16]) Abbildungsverzeichnis 2.1 Übersicht über das GBAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15 2.2 Generische Übersicht über die Datenverarbeitung und Überwachungsfunk- tionen im GBAS-Bodensegment . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18 2.3 Zusammenhänge zwischen TSE, FTE und NSE . . . . . . . . . . . . . . . 23 2.4 Zusammenhänge zwischen NSE, PL, AL und TTA (nach [RTC04]) . . . . . 27 2.5 Zusammenhänge zwischen ICAO, Ausrüstungsstandardisierung und Zulas- sung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33 2.6 In der SES-Regulierung EC 552/2004 beschriebener Prozess zum Inver- kehrbringen von (ATM) Systemen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35 3.1 Übersicht über standardisierte Anteile beim GBAS GAST-D (nach [IBC+09]) 42 3.2 NSE-Fehlerursachen und Zuordnung der Maßnahmen ihrer Berücksichtigung 44 3.3 Grenzkurven der Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit . . . . . . . . . . . . . 49 3.4 Komponenten des während der GAST-D-Validierung in Toulouse genutzten GBAS-Protoypsystems (Photos mit freundlicher Genehmigung von Thales und DSNA) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56 4.1 Empfangene Leistung des C/A-Code-Signals vor und nach der (passiven) Antenne und simuliertes Carrier-to-Noise (C/N0) -Verhältnis für die GAST- D-Installation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62 4.2 Berechnete Standardabweichungen des nominalen Code- und Phasenrau- schens des Bodenreferenzempfängers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63 4.3 Amplitudenfrequenzgang des Trägerphasenglättungsfilters. Es wurde eine 10-fach tiefere Eckfrequenz und höhere Samplerate simuliert, um zu zeigen, dass der Amplitudenfrequenzgang für hohe Frequenzen in das Rauschspek- trum der Phasenmessung übergeht. Für Eckfrequenzen des GBAS-GAST-C und -D und 2 Hz Samplerate ist dieser Übergang sonst nicht sichtbar . . . 67 4.4 Übertragungsfunktion des PRCE-Rauschens für verschiedene Werte der Parameter des modelliertem MP-Rauschen . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71 4.5 Modellierte Verhältnisse der PRCE-Standardabweichungen für verschiede- ne Werte der Parameter des MP-Rauschmodells . . . . . . . . . . . . . . . 72 4.6 Vergleich zwischen der exakten und der Näherungslösung für die Anzahl unabhängiger Samples aufgrund der zeitlichen Korrelation durch das Trä- gerphasenglättungsfilter (modelliert als AR1-Prozess) und Verhältnis der Varianzen geglätteten weißen Rauschens in Abhängigkeit des zeitlichen Ab- standes aufeinanderfolgender Samples) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75 4.7 Veränderung des Signal-Rausch-Verhältnisses durch Mittelung überM An- tennen unter Einfluss der Korrelation R . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78 259 260 Abbildungsverzeichnis 4.8 Beispiel für eine überdeckende und überdeckende komplementäre Vertei- lungsfunktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87 4.9 Wirkungsweise eines Monitors in der Zeitdarstellung und Fehlerverteilung mit Monitoraktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90 4.10 Vergleich der xPL- und svert-Verfügbarkeit für verschiedene Schutzmaß- nahmen im Bodensubsystem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92 5.1 Modell ionosphärischer Gradienten (Quelle: [LPWE04]) . . . . . . . . . . . 98 5.2 Beispiel für den trägerphasengeglätteten, differentiellen ionosphärischen Feh- ler und der absoluten Fehlerbestandteile . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 5.3 Hindernisfreiflächen und Geometrie des Anflugpfades (Quelle: [SN08]) . . . 103 5.4 Anflugpfade mit CAT-I- und CAT-II-Sichtbedingungen und vertikalen Off- sets (Quelle: [Beh12]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 5.5 Frontgeschwindigkeit über Gradientenbereich, farbkodiert mit der Zeit bis zur Erkennung durch den CCD-Monitor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111 5.6 Erkennbarkeitsbänder ionosphärischer Gradienten und Basislinienkombina- tionen für verschiedene σ∆pqΦ (Quelle: [Sch11]) . . . . . . . . . . . . . . . 113ij 5.7 Fehlentdeckungswahrscheinlichkeiten des Phasendoppeldifferenzmonitors für verschiedene Rauschniveaus und erweitertem Bedrohungsraum . . . . . . . 114 5.8 Geometrische Relationen der reflektierten Signale (ähnliche Darstellungen in [Han01] und [Irs08]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121 5.9 Einfluss des reflektierten Mehrwegesignals auf die L1 C/A Code AKF und Diskriminatorfunktion im Empfänger . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124 5.10 Mehrwegefehler über Verzögerung des Mehrwegesignals für PRN-Klassen und Phasenmehrwegefehler für verschiedene Reflexionskoeffizienten . . . . 125 5.11 Maximal tolerierbarer (MP) Fehler für verschiedene Anzahl funktionieren- der und fehlerhafter Referenzantennen und Annahmen zum Risiko des Auf- tretens eines Fehlers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126 5.12 Vergleich der D/U Verhältnisse und der maximalen Fehler aufgrund der Bodenreflexion für die GAD-C-GBAS-GAST-D-Bodensubsystemantenne (MLA-Typ) und eine GAD-B-Choke-Ring-Antenne . . . . . . . . . . . . . 127 5.13 Zeitlicher Verlauf des simulierten Code- und Phasenmehrwegeausbreitungs- fehlers, Toulouse, PRN29 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127 5.14 Simulierter Mehrwegeausbreitungsfehler der Code- und Trägerphasenmes- sung aufgrund der Bodenreflexion an einer einzelnen GBAS-Referenzantenne128 5.15 Simuliertes RMSPR_GND einer Antenne . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129 5.16 Fresnelzone und Mehrwegeausbreitungsfehler der verschiedenen betrieblich relevanten Reflektoren über der Entfernung, bestimmt mit dem angepass- ten Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130 5.17 Simulierte Standardabweichung und Mittelwert der Frequenz der Mehrwe- geoszillation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130 5.18 Wahrscheinlichkeitsdichten des simulierten PRC-Fehlers . . . . . . . . . . . 131 6.1 Schematische Darstellung des Vorgehens zur Verifikation der Leistungsfä- higkeit mit Trennung von Algorithmen- und Implementierungsverifikation . 136 Abbildungsverzeichnis 261 6.2 Grafische Darstellung des Vorgehens der Verifikation der Leistungsfähigkeit der implementierten Verfahren anhand von Labor- und Feldtests . . . . . . 138 6.3 Angewandtes Vorgehen des Algorithmennachweises . . . . . . . . . . . . . 139 6.4 Grafische Darstellung der Algorithmensimulation, Pmd-Simulator (basiert auf der Darstellung in [SBK+12]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144 6.5 Prozess der automatischen Datenaufzeichnung, -transfer und -auswertung . 147 6.6 Feldtest mit GBAS-Kernkomponenten in Pattonville - Antennenpositionen (Karte: Daten von http://www.openstreetmap.org/ - Veröffentlicht un- ter http://opendatacommons.org/licenses/odbl/) . . . . . . . . . . . . 150 6.7 Messaufbau mit genutzter Ausrüstung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151 6.8 Installationsorte des GBAS-Bodensubsystems (Flughafenzeichnung: DS- NA, Foto: J. Ilg) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152 6.9 Aufstellungskriterien des GBAS-Bodensubsystems . . . . . . . . . . . . . . 152 6.10 Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung mit A380 . . . . 155 6.11 Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung am Hangar (Pho- tos: d. Verf. und DSNA, Pierre Ladoux) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156 6.12 Messaufbau während der Tests zur Mehrwegeausbreitung mit GBAS Shel- ter und Traktor (Photos: DSNA, Pierre Ladoux) . . . . . . . . . . . . . . . 157 7.1 Während des Feldversuchs in Pattonville gemessene RMSPR_GND(M = 1) der Antenne . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162 7.2 RMSPR_GND,100 aus CMC100-Werten, Datensatzlänge: 24 h . . . . . . . . 162 7.3 RMSPR_GND,100 aus BCMC,100-Werten, Datensatzlänge: 24 h . . . . . . . . 163 7.4 RMSPR_GND,100, bestimmt aus B-Werten des Datenrundfunks über die ausgewerteten Datensätze der Langzeitbeobachtung . . . . . . . . . . . . . 163 7.5 Veränderung des RMSPR_GND,100 bestimmt aus B-Werten über der Zeit . 164 7.6 Histogrammbasierte Wahrscheinlichkeitsdichteverteilungen der CMC-Werte 165 7.7 Extremwertbasierte Bewertung der Randbereiche der CMC-Verteilungen mit generalisierten Pareto-Verteilungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165 7.8 Gemessene (normalisierte) Autokorrelation der CMC-Werte in Toulouse . . 166 7.9 (Logarithmisches) Leistungsdichtespektrum der CMC-Werte für PRN29 in Toulouse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167 7.10 Verhältnisse der Standardabweichungen der CMC-Werte der einzelnen An- tennen zu denen aller Antennen über dem Elevationswinkel . . . . . . . . . 168 7.11 Räumliche Korrelation der CMC100-Werte über dem Elevationswinkel . . . 168 7.12 Vergleich der zunächst ermittelten und später angepassten σPR_GND-Werte des GBAS-GAST-D-Prototypen in Toulouse . . . . . . . . . . . . . . . . . 174 7.13 Ungestörtes Verhalten der Testmetrik des Monitors zur Erkennung räum- licher ionosphärischer Gradienten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175 7.14 Gestörte Testmetrik des Monitors zur Erkennung räumlicher ionosphäri- scher Gradienten, durch die rote Umrandung hervorgehoben . . . . . . . . 176 7.15 Maximale beobachtete troposhärische Störungen für die GAST-D-Protoypen in Houston, Ishigaki und Toulouse (s. auch d. Verf. in [SBS+15]) . . . . . . 177 7.16 Zusammenhang zwischen tropospärischer Front und Doppeldifferenzbeob- achtungen im IGM (d. Verf. und F. Beck in [SBS+15]) . . . . . . . . . . . 179 262 Abbildungsverzeichnis 7.17 Zusätzliche Darstellung des Zusammenhangs zwischen troposphärischer Stö- rung und Doppeldifferenzmessung (d. Verf. und F. Beck in [SBS+15]) . . . 180 7.18 Statistische Charakterisierung der troposphärischen Störungen am Flugha- fen Toulouse / Blagnac (s. auch d. Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . 180 7.19 Maximaler residualer ionosphärischer Fehler und Erkennbarkeit durch die verschiedenen Monitore . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183 7.20 Beispiel der Simulation des maximalen ionosphärischen Fehlers mit Schutz- maßnahmen für Toulouse, Abstand zur Schwelle 330 m . . . . . . . . . . . 184 7.21 Ableitung der EIG-Parameter aus den maximalen residualen Fehlern auf- grund ionosphärischer Gradienten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185 7.22 Simulation der Mehrwegeausbreitung am Hangar für 25 m Entfernung . . . 187 7.23 Wahrscheinlichkeitsdichten der CMC für die Messung am Hangar in 25 m Entfernung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188 7.24 Satellitenspuren farbcodiert mit Stärke des Mehrwegeausbreitungsfehlers für die Messungen am Hangar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189 7.25 Vergleich der Mehrwegeausbreitungsfehler zwischen den Antennen - Mes- sung mit A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 190 7.26 C/N0 über Elevation und Azimut an Ant #1 - Messung mit A380 mit Abbildung des Objekts in der Diffraktionsregion der MOB-Antenne . . . . 191 7.27 Reduktion der (räumlichen) Korrelation zwischen den Antennen durch die Mehrwegeausbreitungsfehler an einer Antenne - Messung mit A380 . . . . 191 7.28 Vergleich des simulierten RMSPR_GND - Messung mit A380 . . . . . . . . 192 7.29 Beispiel Mehrwegeausbreitungsfehler dynamisch vs. statisch - Messung mit A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193 7.30 PDF der CMC30 und CMC100 während des dynamischen Tests für Zeiten, zu denen der A380 weit entfernt war und für Zeiten als der A380 an der MOB-Antenne vorbeifuhr . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 194 7.31 RMSPR_GND,100 und RMSPR_GND,30, bestimmt aus B-Werten, mit Trak- tor in 5 m Entfernung vor Antenne #2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195 7.32 Vergleich der B-Werte für PRN1 mit Traktor in 5 m Entfernung zu Ant. #2196 7.33 Vergleich der B-Werte für PRN14 mit Ant. #2 in 25 m Entfernung zum GBAS-Shelter . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196 7.34 CCDF des horizontalen und vertikalen NSE in Toulouse/Blagnac (Quelle: DSNA in D32, [COK+16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202 7.35 xNSE-Histogramm des an Bord bestimmten Navigationssystemfehlers für Mainline-A/C unter Nutzung des GAST-D-Prototypen am Flughafen Tou- louse (Quelle: Airbus in D19, [CEK+15]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202 7.36 Normalisierter vertikaler und horizontaler Stanford Plot (Quelle: DSNA in D19 [CEK+15]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203 7.37 Absoluter vertikaler und horizontaler Stanford Plot (Quelle: DSNA in D19 [CEK+15]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203 7.38 Beispiel der berechneten xPL- und svert-Verfügbarkeit der V PL und svert- Geometrie für Toulouse mit den Konfigurationsparametern des Bodensub- systems . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 204 A.1 Geometrische Zusammenhänge der Positionsbestimmung . . . . . . . . . . 215 Abbildungsverzeichnis 263 D.1 Beispiel der Anforderungen für die Bedrohung durch Satellitensignaldefor- mation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 234 D.2 Beispiel der Modellbildung für die Bedrohung durch Satellitensignaldefor- mation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 234 D.3 Beispiel der Simulationen für die Bedrohung durch Satellitensignaldefor- mation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235 E.1 Grafische Darstellung der LOCA der GBAS-Referenzantennen (Quelle: FAA, [War10]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 244 E.2 Geometrie der Mehrwegeausbreitung am Hangar (Karte: Daten von http: //www.openstreetmap.org/ - Veröffentlicht unter http://opendatacommons. org/licenses/odbl/) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 245 E.3 Geometrie der Mehrwegeausbreitung am A380 - Fokus auf Seitenleitwerk . 245 E.4 Ableitung des Testszenarios mit A380 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246 F.1 Standardabweichungen des L1-C/A-Code- und Phasenrauschens über der Signalleistung im Vergleich mit der Simulation . . . . . . . . . . . . . . . . 247 F.2 Standardabweichung des 30 s und 100 s trägerphasengeglätteten, kombi- nierten Code-und Phasenrauschens über Signalleistung . . . . . . . . . . . 248 F.3 Wahrscheinlichkeitsdichten der ungeglätteten PR, CP und geglätteten PR aus ZBA Rauschmessung am GNSS Simulator . . . . . . . . . . . . . . . . 248 F.4 Gemessene Autokorrelationsfunktion (normalisiert) des Code- und Phasen- rauschens sowie der 30 s und 100 s trägerphasengeglätteten PR . . . . . . . 249 F.5 RMSPR_GND,100, bestimmt mit allen Samples eines Datensatzes von 24 h Länge . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250 F.6 RMSPR_GND,100, bestimmt mit unabhängigen Samples eines Datensatzes von 24 h Länge . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251 F.7 Komplementäre kumulative Verteilungsfunktion der CCD-Testmetrik über mehrere Monate in 2014 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252 F.8 Fehlentdeckungswahrscheinlichkeit (Pmd) der Überwachungsverfahren für Divergenzfehler der Satellitensignale (Quelle: D26, [Sch16]) . . . . . . . . . 252 F.9 Vergleich zwischen simulierten (links) und getesteten (rechts) PRC30 (oben) und CCD-Testmetrik (unten). Zeitpunkt des Einsetzens des Fehlers in der Messung ist 258000 s (Quelle: D08, [SBK15]) . . . . . . . . . . . . . . . . . 253 F.10 Standardabweichung und Mittelwert der täglichen nominalen CCD-Rate in Toulouse über mehrere Monate in 2014 (eigene Darstellung) und Ver- teilung ionosphärischer Gradienten innerhalb eines Jahres, bestimmt aus Daten verschiedener Europäische Datenaufzeichnungscluster (Quelle: D32, Anhang C [COK+16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 254 F.11 Pmd und Pfa des SQM-Monitors (Quelle: D08, [SBK15]) . . . . . . . . . . . 255 F.12 Vergleich zwischen simulierten (links) und getestetem (rechts) Verhalten der SQM-Testmetrik unter Vorhandensein eines SQM-Fehlers (Quelle: D08, [SBK15]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 255 F.13 Generisches Beispiel eines Flughafens an dem mehrere VDB-Sendestellen zur Erfüllung der Abdeckungsanforderungen notwendig sind und Nachrich- tenübertragungsschema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 257 264 Abbildungsverzeichnis F.14 Umgesetztes Übertragungsschema mit zwei Sendestellen im Fünfslotbetrieb 257 F.15 Bildschirmphoto des an die Sender angeschlossenen Oszilloskops mit dem HF-Signal der beiden Kanäle (Die senkrechte gestrichlete Linie markiert die Trennung zwischen zwei Frames, Quelle: D27, [KS16]) . . . . . . . . . . 258 Tabellenverzeichnis 2.1 Anforderungen an die Leistungsfähigkeit des ausgestrahlten Signals („Si- gnal in Space“, SIS, nach [ICA96]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24 2.2 Aufteilung der Integritätsrisiken für GAST-C nach RTCA DO-245A [RTC04] 27 3.1 Vergleich der Anforderungen an ein CAT-III-GBAS aus verschiedenen Ana- lysen, basierend auf ILS-Äquivalenz . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40 3.2 Monitor Pmd,limit (nach [ICA10b]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48 4.1 GPS-Leistungsbudget zur Bestimmung der Signalleistung am Empfängerein- gang . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61 4.2 Fehlerfälle infolge von Störungen im Satellitensubsystem . . . . . . . . . . 80 4.3 Berücksichtigung von Fehlern durch das GBAS-Bodensubsystem . . . . . . 92 5.1 Parameter des ionosphärischen Gradientmodells verschiedener geografischer Regionen. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98 6.1 Verfahren zur messtechnischen Erfassung der Einflüsse . . . . . . . . . . . 141 6.2 Übersicht über die verschiedenen Verifikationsschritte . . . . . . . . . . . . 148 6.3 Satellitenverfügbarkeit gemäß GPS SPS ([US08], Tabelle 3.7-3) . . . . . . . 159 7.1 Korrelation der CMC- und B-Werte für 30 s Trägerphasenglättung (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169 7.2 Korrelation der CMC- und B-Werte für 100 s Trägerphasenglättung (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170 7.3 Zusammenfassung der Ergebnisse der CMC-basierten Bestimmung der no- minalen Genauigkeit des GAST-D-Bodensubsystems (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170 7.4 Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genau- igkeit des GAST-D Bodensubsystems aus B-Werten, die aus CMC-Werten bestimmt wurden (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . 170 7.5 Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genau- igkeit des GAST-D-Bodensubsystems aus B-Werten des Datenrundfunks mit PEGASUS CAP (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . 170 7.6 Zusammenfassung der Ergebnisse der Bestimmung der nominalen Genau- igkeit des GAST-D-Bodensubsystems aus B-Werten, bestimmt mit norma- ler GBAS-Datenverarbeitung aus PRC (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171 7.7 Maximaler differentialkorrigierter PR-Fehler aufgrund ionosphärischer Gra- dienten in Toulouse für verschiedene Verzögerungszeiten des IGM (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [Sch16]) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182 265 266 Tabellenverzeichnis 7.8 Verifikation des Einflusses dynamischer (transienter) Reflektoren - Messung mit A380 (eigene Darstellung, vgl. d.Verf. in [LS16a]) . . . . . . . . . . . . 193 7.9 GAST-D-Positionsgenauigkeit, gemessen von DSNAmit dem OnLine-Monitor201 B.1 Modellparameter des Bordempfängermodells nach RTCA DO-253C [RTC08b]219 B.2 Modellparameter des Bordempfängermodells nach ICAO SARPs [ICA06a] . 221 B.3 Resultierende K-Faktoren der xPL nach ICAO SARPs [ICA06a] . . . . . . 224 Literaturverzeichnis [AA12] Azoulai, Laurent ; Arethens, Jean-Pierre: Availability and local environment aspects for initial GBAS cat II/III for mainline A/C / SESAR P09.12. 2012 (D22). – resreport. – Ed. 00.01.00 [AG17] Analytical Graphics, Inc.: GPS Historical Outages. 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Verf. der Verfasser, Seite 36 D8PSK differentielle 8-Zustands-Phasenumtastung, Differential 8-Phase Shift Key- ing, Seite 16 DFS Deutsche Flugsicherung, Seite 1 DLL Delay Locked Loop, Seite 214 DSIGMA Range Dual Smoothing Ionospheric Gradient Monitoring Algorithm, Sei- te 107 DSNA Direction des Services de la navigation aérienne, französische Flugsicherung, Seite 1 EC Europäische Kommission, European Commission, Seite 32 ECAC European Civil Aviation Conference, Europäische Zivilluftfahrt-Konferenz, Seite 35 ENRI Electronic Navigation Institute of Japan, Seite 105 EUROCAE European Organization for Civil Aviation Equipment, Seite 30 FAA Federal Aviation Administration, Seite 3 FAS Final Approach Segment, Seite 15 FAST Facility Approach Service Type, Seite 4 FEC Forward Error Correction, Seite 16 FFMD Fault Free Missed Detection, Seite 223 Literaturverzeichnis 287 FFS Full Flight Simulator, Seite 103 Flugnavigationsdienst, Air Navigation Service ANS, Seite 32 FM Frequenzmodulation, Seite 82 FTE Flight Technical Error, Seite 22 GAD Ground Accuracy Designator, Seite 220 GAST GBAS Approach Service Type, Seite 4 GBAS Ground Based Augmentation System, Seite 17 GFC GBAS Facility Classification, Seite 4 GLONASS Globalnaja nawigazionnaja sputnikowaja sistema, russisches globales Satel- litennavigationssystem, Seite 14 GNSSP GNSS Panel der ICAO, Seite 29 GP Gleitwegsender, Glidepath, Seite 2 GPS Global Positioning System, Globales Satellitenpositionierungssystem, Seite 1 GPS Global Positioning System, Seite 17 GRP GBAS Reference Point, Seite 84 HDOP Horizontal Dillution of Precision, Seite 217 HF Hochfrequenz, Seite 82 HW Hardware, Seite 57 ICAO International Civil Aviation Organisation, Seite 39 ICD Interface Control Document, Seite 213 IGM Ionospheric Gradient Monitor, (bodenseitiger) ionosphärischer Gradienten- monitor, Seite 108 IPP Ionospheric Piercing Point, Seite 222 KKF Kreuzkorrelationsfunktion, Seite 62 LAL Lateral Alert Limit, Seite 26 LHCP Left Hand Circular Polarized, Seite 120 LNA Low Noise Amplifier, Seite 61 LNA Low Noise amplifier, Seite 150 LOC Landekurssender, Localizer, Seite 2 288 Literaturverzeichnis LOCA Local Obstacle Consideration Area, Seite 129 LTP Landing Threshold Point, Seite 84 LVC Low Visibility Conditions, Seite 14 MASPS Minimum Aviation System Performance Standard, Seite 30 MC/MF Multi Constellation / Multi Frequency, Seite 7 MD Missed Detection, Seite 223 MEO Medium Earth Orbit, Seite 213 MIEV Maximum Ionosphere Induced Error In Vertical, Seite 102 MLS Microwave Landing System, Seite 17 MLS Mikrowellenlandesystem, ‘Micro Wave Landing System’, Seite 3 MMR Multi Mode Receiver, Seite 30 MMR Multi-Mode Receiver, Seite 16 MOPS Minimum Operational Performance Standard, Seite 30 MT Message Type, Seite 16 MTBF Mean Time Between Failures, mittlere Zeit zwischen Fehlern, Seite 135 NANU Notice Advisory To NAVSTAR Users, Seite 213 NM Nautical Miles, Seite 14 NSA National Supervisory Authorities, Seite 32 NSE Navigation System Error, Seite 22 NSP Navigation Systems Panel / Navigation Panel der ICAO, Seite 29 NTDP Nominal Touch Down Point, Seite 43 OCS Obstacle Clearance Surface, Seite 102 P Code Precision Code, Seite 214 PANS ICAO-Verfahren, Procedures for Air Navigation Services, Seite 29 PBN Performance based Navigation, leistungsfähigkeitsbasierte Navigation, Sei- te 6 PCH Phase Center Height, Phasenzentrumshöhe, Seite 84 PDF Probability Density Function, Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion, Seite 85 Literaturverzeichnis 289 PR Pseudorange, Seite 19 PRC Schrägentfernungskorrekturen, Pseudo-Range Corrections, Seite 14 PRN Pseudo Random Noise, Seite 214 PT Prototyp, Seite 201 RF Radio Frequency, Seite 82 RHCP Right Hand Circular Polarized, Seite 120 RMS Root Mean Square, Seite 221 RMT (EASA) Rulemaking Task, Seite 36 RNP Required Navigation Performance, geforderte Navigationsleistung, Seite 6 RRC Range Rate Correction, Seite 21 RRFM Reference Receiver Failure Monitor, Seite 45 RRFM Reference Receiver Fault Monitor, Seite 47 RRx Referenzempfänger, Seite 27 RRx Referenzempfänger, Seite 47 RTCA Radio Technical Commission for Aeronautics, Seite 31 rwN rechtweisend Nord, Seite 224 SA Selective availability, Seite 21 SARPs ICAO-Standards, Standards and Recommended Practices, Seite 29 SBAS Satellite Based Augmentation System, Seite 17 SBAS Satellitengestütztes Erweiterungssystem, Satellite Based Augmentation Sys- tem, Seite 13 SES Single European Sky, Seite 32 SIS Signal In Space, Seite 14 SiS Signal in Space, Seite 40 SLW Seitenleitwerk, Seite 244 SUPPs regionale ICAO Verfahrensergänzungen, Regional Supplementary Procedu- res, Seite 29 SW Software, Seite 57 TAP Flugwegdaten im Anflugbereich, Terminal Area Path, Seite 6 290 Literaturverzeichnis TDMA Time Division Multiple Access, Seite 17 TDOP Time Dillution of Precision, Seite 217 TLS Target Level of Safety, Seite 38 TTA Time to Alarm, Seite 26 UN United Nations, Seite 29 VAL Vertical Alert Limit, Seite 26 VDB VHF Data Broadcast, Seite 13 VDOP 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