close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Sputnik nav

код для вставкиСкачать
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ
Государственное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
А. А. Бессонов, В. Я. Мамаев
СПУТНИКОВЫЕ
НАВИГАЦИОННЫЕ
СИСТЕМЫ
Учебное пособие
Санкт-Петербург
2006
УДК 621.396.9 (075)
ББК 32.884.1
Б53
Бессонов, А. А., Мамаев, В. Я.
Б53 Спутниковые навигационные системы: учеб. пособие / А. А. Бессонов,
В. Я. Мамаев; ГУАП. – СПб., 2006. – 36 с.: ил.
Приведены сведения о назначении, принципах построения и действия бортового оборудования потребителя, а также о направлениях развития спутниковых навигационных систем. Рассмотрена сетевая радионавигационная система ГЛОНАСС. Кратко освещены пути ее совершенствования.
Предназначено для студентов специальностей “Авиационные приборы и
измерительно-вычислительные комплексы”, “Техническая эксплуатация авиационных электросистем и пилотажно-навигационных комплексов” направления “Приборостроение” и других смежных специальностей и направлений.
Рецензенты:
кафедра процессов управления Балтийского государственного
университета; доктор технических наук, профессор М. С. Куприянов
© ГОУ ВПО
«Санкт-Петербургский
государственный университет
аэрокосмического приборостроения»,
2006
2
Список условных сокращений
АП
БЦВМ
ГКА
ГФ
ДПС
ДР
ДС
ИВ
ИДНС
ИНС
КА
КВЦ
КИК
КИС
ККС
КОИ
КОР
ЛА
ЛДПС
НАП
НИ
НИСЗ
НК
НКА
НКУ
НП
НСПД
ОГ
ОС
ПИ
ПМЛА
ПУТ
РВ
– аппаратура потребителя
– бортовая цифровая вычислительная машина
– геостационарный космический аппарат
– геометрический фактор
– дифференциальная подсистема
– дифференциальный режим
– дифференциальная станция
– измеритель времени
– инерциально-допплеровская навигационная система
– инерциальная навигационная система
– космический аппарат
– координационно-вычислительный центр
– командно-измерительный комплекс
– командно-измерительная станция
– контрольно-корректирующая станция
– комплексная обработка информации
– коррелятор
– летательный аппарат
– локальная дифференциальная подсистема
– навигационная аппаратура
– навигационный измеритель
– навигационный искусственный спутник Земли
– навигационный комплекс
– навигационный космический аппарат
– наземный комплекс управления
– навигационные параметры
– наземная станция передачи данных
– опорный стабильный генератор
– опорная станция
– приемоизмеритель
– пространственное местоположение летательного аппарата
– приемно-усилительный тракт
– радиоволна
3
РДПС
РНС
РНТ
РО
РСБН
РСДН
СД
СЗСИ
СИ
СКО
СКП
СН
СНС
СРНСС
ССО
ССС
УГК
ШВП
ШВС
ШГС
ШДПС
ШКС
ЭВЧ
4
– региональная дифференциальная подсистема
– радионавигационная система
– радионавигационная точка
– рабочая область
– радиотехническая система ближней навигации
– радиотехническая система дальней навигации
– селективный доступ
– станция загрузки служебной информации
– служебная информация
– среднеквадратическое отклонение
– среднеквадратическая погрешность
– станция наблюдения
– спутниковая навигационная система
– сетевая радионавигационная спутниковая система
– среднеквадратическое сферическое отклонение
– станция слежения за спутником
– управляемый генератор кода
– шкала времени потребителя
– шкала времени спутника
– широкозонная главная станция
– широкозонная дифференциальная подсистема
– широкозонная контрольная станция
– эталон времени и частоты
1. СПУТНИКОВЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ
Спутниковые навигационные системы (СНС) относятся к классу многопозиционных радионавигационных систем (РНС) и предназначены для определения пространственного местоположения и вектора скорости потребителя в пределах всей поверхности Земли (глобальные системы). Для СНС второго поколения (первое поколение
СНС «Транзит») выделены частоты 906–1215 и 1536–1660 МГц и резервные диапазоны 4200–4400, 5000–5250 и 15400–15700 МГц.
Состав СНС: созвездие навигационных искусственных спутника Земли (НИСЗ), выполняющих функцию опорных радионавигационных точек (РНТ), относительно которых измеряются навигационные
параметры (НП). Конфигурация созвездия и число НИСЗ выбирается из условий получения требуемой зоны действия СНС, избыточного числа видимых НИСЗ в точке приема (для выбора подходящего
по геометрическому фактору (ГФ) рабочего созвездия). Высоты орбит СНС «Навстар» и ГЛОНАСС около 20000 км (период обращения
НИСЗ – 12 ч). Для описания созвездия используют запись А ґ В ґ С,
где А, В и С – число орбит, количество НИСЗ на орбите и период
обращения спутника соответственно. СНС служит источником навигационных сигналов и служебной информации (СИ) – рис. 1.
Рис. 1. Структурная схема СНС
5
Для снабжения спутников СИ, контроля параметра орбит и состояния спутников и управляющей системы предусмотрен командноизмерительный комплекс (КИК) – табл. 1.
Таблица 1
Общие характеристики СНС НАВСТАР
123245637857429
798679
9
119112139
3732769 66379
!"!9
#366$6769437259
"%9
&9
373276927'2(7)*987'+
2$9
6,676927'2(7-922.79
26$676987'2$9
"%9
6/79&9
"%9
&9
!69
&2887)-9
24$6769307519'3229
339
28549307599,735619'3229
59
9
Факторы, влияющие на точность СНС
Геометрический фактор, связывающий дальномерную погрешность со среднеквадратичной погрешностью (СКП) определения пространственного местоположения летательного аппарата (ПМЛА) –
переменная величина, имеющая разные значения в данной рабочей
области (РО) СНС из-за изменения расположения спутников.
Основные факторы, влияющие на значение ГФ:
– метод определения НП.
– конфигурация созвездия НИСЗ.
Наибольшая точность у дальномерного метода, так как он мало
зависит от высоты орбиты и угла возвышения спутника.
Значения ГФ уменьшаются с увеличением числа НИСЗ и зависят от их расположения на орбитах.
6
Минимальное значение ГФ достигается при максимальном
объеме тетраэдра, образованного единичными векторами, направленными от потребителя к спутникам, по которым определяется
ПМЛА. На этом основан алгоритм выбора наилучших для измерения спутников. Из числа видимых потребителей объем тетраэдра
максимален, когда один из НИСЗ находится в зените, а три других
располагаются как можно ближе к горизонту, образуя равносторонний треугольник.
Качество навигационного сигнала зависит, главным образом,
от точности содержащейся в нем информации об эфемеридах НИСЗ
и релятивистских эффектов, вызывающих увеличение погрешности
эталона времени частоты (ЭВЧ) НИСЗ относительно эталона наземного центра СНС (табл. 2).
Таблица 2
Основные составляющие дальномерной погрешности СНС НАВСТАР
8927234567289
1234567289
1 1
21
2234
142372554
9274557 !
"#
"#
2728547$454%$
"&
'&
(4228547$454%$
&
&
)72325289
"&
"&
*4942945+95$
"&,
"&,
12334564789
56
8 1 8
8
8
Прогноз эфемерид. Ошибка прогноза эфемерид в основном
определяется неточностью геопотенциальной модели Земли (влияние на движение НИСЗ гравитационного поля, солнечного давления,
движения полюсов Земли и др.). Прогноз осуществляется по данным
измерений за предыдущую неделю.
Эталон времени. Сдвиги частоты бортового эталона НИСЗ
возникают из-за релятивистского и гравитационных эффектов.
7
Ионосферная рефракция – следствие изменения коэффициента
преломления ионосферы. Погрешность определения дальности, вызываемая рефракцией, зависит от частоты и может быть рассчитана для
каждого зенитного угла 11 (рис. 2). Для компенсации ионосферной погрешности 111 применяют метод двухчастотных измерений и введение рассчитанных по априорным данным поправок. Метод основан на
зависимости задержки от частоты и функции 11 1 1 2 22 3, зависящей от
высоты НС НИСЗ и от компенсации электронов NЭ. Имея результаты
двух измерений одной и той же дальности на двух частотах, можно
решить систему из двух уравнений с двумя неизвестными. Погрешность ДDт и ДDи зависит от из. С увеличением из точность ухудшается. Это приводит к ограничению рабочих углов значением изЈ 85°.
Рис. 2. Зависимость погрешности определения дальности
от измеряемого расстояния при различных значениях
зенитного угла (частота 1550 МГц)
8
Тропосферная рефракция возникает из-за непостоянства коэффициента преломления 11 с высотой (преломление вызывает изменение фазовой скорости распространения радиоволн (РВ) 1 1 2 1 31 ,
а следовательно, и искривление траектории). Средством уменьшения
тропосферной рефракции является моделирование тропосферы.
Многолучевость распространения сигнала зависит от взаимного расположения потребителя, спутников и отражающих поверхностей (например, неспокойного моря). Эти погрешности не поддаются
прогнозированию.
Аппаратура потребителя (АП). Ее несовершенство сказывается на появлении погрешностей, обусловленных, в основном, шумом приемника, дискретизацией сигнала и недостаточной точностью
вычислительных средств (табл. 3).
Таблица 3
Параметры аппаратуры потребителя при определении
дальности и скорости
627289
75
123245
243
5
15
15
2345
4325435855
5
5
"2
2#5$2
255
% &5 % &5
7
5
5
5
5
!5
5 5
5
5
5
5
67
#'933
5(49893
2525)1585
& 5
& 5
*+82#5,-79.3
5+2585
%5
%5 %%%!!5 %%%/5
79
585
%!05
!05
6-79.3
579
125+3585
12334564789
56
8+588
% 005
8
005 %%% 5 %%%&5
8 8 8
5
%%%&5 %%%&/5
Указанные в табл. 3 погрешности определяются:
– шумовая – качеством приемно-усилительного тракта (ПУТ)
и качеством системы слежения за задержкой дальномерного кода или
за допплеровской частотой. Погрешность 1 1 зависит от протяженности (длительности) 1 1 элемента кода, отношения мощности сигнала
и шума 1 1, шумовой полосы следящей системы 111 и др;
9
– протяженность элемента кода определяет точность измерений и не превышает одной микросекунды. Уменьшение 11 требует
расширения полосы пропускания ПУТ (оптимальная полоса
11 123 2 1 ), что приводит к увеличению уровня шума приемника;
34
– погрешность дискретизации 1 1 обусловлена цифровым методом измерения, при котором задержка кода и допплеровской часто1
11 ;
ты изменяются дискретами
23
– дискрет возникает из-за ограничений: разрядности процессора, недостаточной точности алгоритмов и задержек при выполнении
команд. Эта погрешность – менее 1м – при определении дальности и
0,1м при определении скорости (приращение дальности).
10
2. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СНС
Принцип действия СНС НАВСТАР определяется пассивным
характером системы и квазидальномерным методом нахождения навигационного параметра. Измерение дальности производится по излучаемому НИСЗ дальномерному коду с использованием эфемеридной информации, содержащейся в массиве служебной информации (СИ),
источником которой служит КИК (рис. 3):
12
727
4 11
12
4 1 3 2 21 1
1
3214
2
1
56
Рис. 3. Линии связи АП и НИСЗ в системе НАВСТАР
Имеются грубый C/A и точный Р дальномерные коды. Первый
из них передается на частоте f1=1575,42 МГц, а второй – на частоте
f2=1227,6 МГц, сформированные из сигналов атомного эталона частоты – 10,23 МГц, находящегося на борту НИСЗ. Основное назначение сигнала с частотой f2 – коррекция погрешности, вызываемой ионосферной рефракцией. Код Р доступен только санкционированным потребителям, поэтому использовать сигнал на частоте f2 гражданские
потребители не могут, а следовательно, не могут воспользоваться
частотой f2 для коррекции ионосферной погрешности. Для грубого
учета этих погрешностей служат данные СИ.
Процедура определения НП усложняется из-за принятого в системе НАВСТАР кодового разделения сигналов НИСЗ, определения
координат НИСЗ в процессоре АП и необходимости синхронизации
шкал времени спутника (ШВС) и потребителя (см. рис. 4).
Пассивная СНС излучает навигационный сигнал опорной станции (ОС) в момент toi и при измерении времени приема tD этого сигнала потребителем с помощью измерителя времени (ИВ), который включается в момент toп, т. е. шкалы времени ОС и АП задаются ЭВЧ.
Высокая стабильность ЭВЧ ОС позволяет считать, что все спутники
11
123
1
122
124
12
123
11
1
11
Рис. 4. Шкала времени разностно-дальномерной системы
используют единую шкалу времени. Шкала времени потребителя
(ШВП) смещена на DT относительно ШВС.
Кодовое разделение сигналов НИСЗ требует установки в АП
кода, соответствующего выбранному НИСЗ, что возможно при наличии грубой информации о ПМЛА и о эфемеридах всех спутников
системы. Последняя включается в альманах, передаваемый в массиве СИ. От процессора АП требуется высокое быстродействие,
так как время расчета координат НИСЗ определяет задержку момента первого местоопределения относительно момента его включения. Данные процедуры усложняются из-за необходимости поиска сигнала, требующего перебора возможных задержек кодов всех
видимых с ЛА НИСЗ (либо применением параллельного многоканального поиска).
Формирование навигационной информации в СНС
Определение ПМЛА в СНС может осуществляться с помощью
дальномерного, квазидальномерного и допплеровского методов [1].
В спутниковых навигационных системах Navstar и ГЛОНАСС
используется квазидальномерный метод, который можно представить
в виде следующей зависимости:
12 3
3
3
3
112 5 124 6 273 5 391 4 2 8 5 2 6 162 8 7 2 6 1 82 8 9 2 4
6 27
32 6 273 5 12 6 27
32 6 2 73 1
В отличие от дальномерного метода при использовании квазидальномерного метода поверхности положения (сферы с центрами в
НИСЗ) из-за расхождения шкал времени DT сдвигаются и пересекаются в вершинах трехгранной пирамиды со сферическими гранями,
размеры которых зависят от cDT. Положение ЛА соответствует точке, равноудаленной от трех граней и основания пирамиды.
12
3. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ПОТРЕБИТЕЛЯ
Измерение НП осуществляется следующим образом: со спутника передается высокочастотный сигнал, модулированный по фазе с
помощью временной функции, представляющей последовательность
прямоугольных импульсов положительной и отрицательной полярностей (псевдошумовая последовательность). Закон чередования положительных и отрицательных импульсов известен на НИСЗ и потребителе.
Если этот закон на потребителе не известен, то последовательность воспринимается как шумовая. Полученная после демодуляции
псевдошумовая последовательность и псевдошумовой сигнал такой
же формы, вырабатываемый в ПУТ потребителя (рис. 5), привязываются к общему времени с помощью самолетных эталонов частоты.
По временному сдвигу 1 1 11 2 между этим сигналом, принятым с
НИСЗ, можно определить время прохождения РВ со спутника к самолету и расстояние 11 12 2 1 321 12 2 . Определение дальности выпол12
42
32
333
333
333
1
281 2
2
2
1
1
2
1
2
2
333
1
4
123
11
2
31
1
7
31
6 5 21
11
1
Рис. 5. Пример фазиманипулированного сигнала (а) , его условное
обозначение (б) и корреляционная функция (в)
13
няется по измерению задержки принимаемого кода (например,
C/A) 121 13 1 3 21 2 , относительно аналогичного кода, формируемого в
бортовой аппаратуре потребителя (рис. 6).
3
123
232 21 2 112 1
78
9
232 21 2 1 1
86
267
11
51 3
45
42
Рис. 6. Структурная схема устройства определения дальности АП СНС
При слежении за i-м спутником управляемый генератор кода
(УГК) в момент t, соответствующий моменту излучения сигнала
НИСЗ, формирует код 121 13 1 22. Синхронизация осуществляется
опорным стабильным генератором (ОГ). Считается, что ШВП и
НИСЗ синхронизированы. Этот код подается на коррелятор (КОР),
куда с ПУТ поступает также принятый сигнал НИСЗ. Сигнал ошибки
пропорционален сдвигу по времени подаваемых на коррелятор кодов,
и, после усреднения и сглаживания в фильтре (Ф), используется для
измерения положения формируемого УГК кода. Процесс продолжается до совпадения кодов по времени (t = tDi), после чего ИВ измеряет пропорциональный искомой дальности сдвиг опорного кода, используя для этого количество n элементов кода, на которое потребовалось
сдвинуть опорный код.
Факторы, определяющие число и расположение НИСЗ
на орбите:
– вероятность определения ПМЛА в различных точках околоземной поверхности;
– время ожидания навигационных измерений;
– используемый метод радионавигации.
14
Зона радиовидимости (наблюдаемости)
аппаратуры потребителя и зона видимости НИСЗ
Под зоной радиовидимости – наблюдаемости (РВН) АП понимается часть околоземного космического пространства, заключенная между орбитой НИСЗ и плоскостью радиогоризонта
Г–Г’ наблюдателя Н, в пределах которой возможна устойчивая связь
между НИСЗ и АП (рис. 7):
а)
б)
Рис. 7. Зона радиовидимости
Устойчивая радиосвязь между наблюдателем (Н) и спутником С(С’)
обеспечивается только при угле места d НИСЗ, превышающем предельное значение, равное 10°. Поэтому фактическая зона РВН представляет собой область пространства, ограниченную конусом с образующими НС и НС’. За счет того, что ЛА совершает полеты на определенной высоте, зона РВН практически совпадает с образующими
Г–Г’ конуса. Под зоной видимости НИСЗ (рис. 7,б) понимают совокупность точек, из которых НИСЗ, находящийся на высоте Н над поверхностью Земли, виден под углом места, превышающим d, отсчитываемым между направлением на НИСЗ и горизонтом. Эта зона
однозначно определяется центральным углом b:
1 1 123 2
752 .
2 61
Считается, что с высоты полета ЛА НИСЗ виден при углах
места d = 0. Существует два формата построения СНС, позволяющих непрерывно определять координаты АП во всех точках Земли:
– построение СНС с использованием большого числа НИСЗ на
невысоких орбитах;
– построение систем с использованием нескольких НИСЗ, находящихся на геостационарной орбите.
3 4 4511236
15
Использование геостационарной орбиты имеет следующие преимущества:
– упрощается поиск спутников на орбите и наведение антенн;
– обеспечивается постоянная РВН со всех точек видимости
НИСЗ и большое покрытие (один НИСЗ покрывает около 4% поверхности Земли);
– малое количество НИСЗ, требуемых для построения глобальной СНС (три НИСЗ, расположенных на орбите с интервалом 120°,
покрывает 98% земной поверхности).
Однако для вывода НИСЗ на геостационарную орбиту требуются ракеты большой мощности, а также более мощные передатчики и источники питания.
16
4. РАЗВИТИЕ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ
Общее направление модернизации обоих спутниковых систем
GPS и ГЛОНАСС связано с повышением точности навигационных
определений; улучшением сервиса, предоставляемого пользователям;
повышением срока службы и надежностью бортовой аппаратуры спутников; улучшением совместимости с другими радиотехническими
системами и развитием дифференциальных подсистем. Общее направление развития систем GPS и ГЛОНАСС совпадает, но динамика и достигнутые результаты сильно отличаются.
Совершенствование системы ГЛОНАСС планируется осуществлять на базе спутников нового поколения ГЛОНАСС-М. Этот спутник будет обладать увеличенным ресурсом службы и станет излучать навигационный сигнал в диапазоне L2 для гражданских применений.
Аналогичное решение было принято в США, где 5 января 1999 г.
объявлено о выделении 400 млн долл. на модернизацию системы GPS,
связанную с передачей C/A-кода на частоте L2 (1222,7 МГц) и введением третьей несущей L3 (1176,45 Мгц) на космический аппарат (КА),
которые предполагалось запустить с 2005 г. Сигнал на частоте L2
намечено использовать для гражданских нужд, не связанных непосредственно с опасностью для жизни людей. Предлагалось начать реализацию этого решения в 2003 г. Третий сигнал на частоте L3 решено
было использовать для нужд гражданской авиации.
17
5. СЕТЕВАЯ РАДИОНАВИГАЦИОННАЯ
СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА ГЛОНАСС
Сетевая радионавигационная спутниковая система (СРНСС)
ГЛОНАСС предназначена для глобальной оперативной навигации
приземных подвижных объектов, которая разработана по заказу
Министерства обороны. По своей структуре ГЛОНАСС так же,
как и GPS, считается системой двойного действия, т. е. может
использоваться как в военных, так и в гражданских целях.
Система в целом включает в себя три функциональные части
(называемые в профессиональной литературе сегментами – рис. 8):
– космический сегмент, в который входит орбитальная группировка искусственных спутников Земли;
– сегмент управления, наземный комплекс управления (НКУ)
орбитальной группировкой космических аппаратов;
– аппаратура пользователей системы.
Последняя часть – самая многочисленная. Система ГЛОНАСС
является беззапросной, поэтому количество потребителей не ограничено. Помимо основной функции – навигационных определений – она
позволяет производить высоко точную взаимную синхронизацию стандартов частоты и времени на удаленных наземных объектах и взаимную геодезическую привязку. Кроме того, с ее помощью можно
1234
8
523
8
9
9
1234
333 111 333 111 333
3432
567
Рис. 8. Функциональные связи в системе НАВСТАР:
1 – команды управления; 2 – телеметрия; 3 – навигационные сигналы
для КИК; 4 – навигационные сигналы для АП; 5 – служебная информация
18
производить определение ориентации объекта на основе измерений,
производимых от четырех приемников сигналов навигационных спутников.
В системе ГЛОНАСС в качестве радионавигационной ОС используется навигационный космический аппарат (НКА), вращающийся по
круговой геостационарной орбите на высоте более 19100 км (рис. 9):
Рис. 9. Космический сегмент систем ГЛОНАСС и GPS
Период обращения спутника вокруг Земли равен, в среднем,
11 ч 45 мин. Время эксплуатации спутника – 5 лет, за этот период
параметры его орбиты не должны отличаться от номинальных значений больше, чем на 5 %. Сам спутник представляет собой герметический контейнер диаметром 1,35 м и длиной 7,84 м, внутри которого
размещается различного рода аппаратура. Питание всех систем производится от солнечных батарей. Общая масса спутника – 1415 кг.
Состав бортовой аппаратуры: бортовой навигационный передатчик,
синхронизатор (часы), бортовой управляющий комплекс, система ориентации и стабилизации и т. д.
Сегмент наземного комплекса управления системы ГЛОНАСС
выполняет следующие функции:
– эфемеридное и частотно-временное обеспечение;
– мониторинг радионавигационного поля;
– радиотелеметрический мониторинг НКА;
– командное и программное радиоуправление НКА.
19
Для синхронизации шкал времени различных спутников с необходимой точностью на борту НКА используются цезиевые стандарты
частоты с относительной нестабильностью порядка 10-13; на НКУ –
водородный стандарт с относительной нестабильностью 10-14. Кроме
того, в состав НКУ входят средства коррекции ШВС относительно
эталонной шкалы с погрешностью 3–5 нс.
Наземный сегмент реализует эфемеридное обеспечение спутников. Это означает, что на Земле определяются параметры движения спутников и прогнозируются их значения на заранее определенный промежуток времени. Параметры и их прогноз закладываются в
навигационное сообщение, передаваемое спутником наряду с передачей навигационного сигнала. Сюда же входят частотно-временные
поправки бортовой ШВС относительно системного времени. Измерение и прогноз параметров движения НКА производятся в Баллистическом центре системы по результатам траекторных измерений
дальности до спутника и его радиальной скорости.
20
6. СТРУКТУРА НАВИГАЦИОННЫХ РАДИОСИГНАЛОВ
СИСТЕМЫ ГЛОНАСС
В системе ГЛОНАСС используется частотное разделение сигналов (FDMA), излучаемых каждым спутником, – двух фазоманипулированных сигналов. Частота первого сигнала лежит в диапазоне L1
более 1600 МГц, а частота второго – в диапазоне L2 более 1250 МГц.
Номинальные значения рабочих частот радиосигналов, передаваемых
в диапазонах L1 и L2, определяются следующим выражением:
1 11 1 11 2 2 3 411 ;
1 1 1 1 1 1 2 2 3 41 1 ;
k = 0,1,2,…,24,
где k – номера литеров (каналов) рабочих частот спутников;
1
111 2 2 234564 МГц;
11 1 1234 МГц;
75
1
11 1 2 2 23 4516 МГц.
1 1 1 1234 МГц;
78
Для каждого спутника рабочие частоты сигналов в диапазоне
L1 и L2 когерентны и формируются от одного эталона частоты. Отношение рабочих частот несущей каждого спутника:
11 1 1 1
2
11 1 2 2 .
Номинальное значение частоты бортового генератора, с точки зрения наблюдателя, находящегося на поверхности Земли, равно 5,0 МГц.
В диапазоне L1 каждый спутник системы ГЛОНАСС излучает
две несущие волны на одной и той же частоте, сдвинутые относительно друг друга по фазе на 90° (рис.10):
7899
4
11
12
1
34567899
4
34567899
4
Рис. 10. Векторная диаграмма несущих сгиналов систем
ГЛОНАСС и GPS
21
Одна из несущих подвергается фазовой манипуляции на 180°.
Модулирующий сигнал получают сложением по модулю двух, трех
двоичных сигналов (рис.11):
– последовательности навигационных данных, передаваемых со
скоростью 50 бит/с (рис.11, а);
– меандрового колебания, передаваемого со скоростью
100 бит/с (рис.11, б);
– грубого дальномерного кода, передаваемого со скоростью
511 Кбит/с (рис.11, в).
Сигнал в диапазоне L1 (аналогичен С/А-коду в GPS) доступен
для всех потребителей в зоне видимости КА. Сигнал в диапазоне L2
предназначен для военных нужд, и его структура не раскрывается.
131
131
%796
!&!6
9 '(
121
1
$#6 1
79
1
"#796
179
1
4116796179
! 1 1 1 1 1 1 1
111
11
99686
1
12 345366789
)#!7*6+7!69!
1
Рис. 11. Структура сигнала ГЛОНАСС
22
7. ПУТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ СНС
Дифференциальный режим и контроль
целостности СНС
Как и в любой сложной технической системе, компоненты СНС
функционируют неидеально. Поэтому значения координат и скорости, получаемые потребителем в навигационном решении, отличаются от реальных. При этом, как было сказано выше, основными
факторами, влияющими на точность решения навигационной задачи
по определению местоположения объекта, являются: геометрическое рас-положение НКА, используемых в решении; погрешности
формирования бортовых шкал времени НКА; эфемеридные погрешности НКА; погрешности за счет распространения навигационных
радиосигналов в атмосфере (ионосферные и тропосферные погрешности); аппаратурные погрешности навигационной аппаратуры
(НАП); наличие в системе специальных мер по загрублению точности (например, применявшийся до недавнего времени селективный
доступ (СД) в системе GPS).
Как следует из [ 3 ], при типичном ГФ точность определения координат (среднеквадратическая радиальная ошибка – СКО) составляет
для С/А кода 50,6 и 16,2 м (без СД), а для Р-кода – 8,2 и 13,2 м. Однако
существует ряд задач, которые требуют более высокого качества навигационного обслуживания как по точности, так и по характеру, т. е.
по типу представляемой информации о положении потребителя. Так,
для захода на посадку самолета по первой категории необходима точность навигации в плоскости – 4–8 м, а по высоте – 2–8 м.
Для обеспечения повышенной точности навигации обычно применяется дифференциальная коррекция. В основе этого метода лежит
относительное постоянство значительной части погрешности СНС во
времени и в пространстве. Эксперименты показали возможность снижения ошибок, измеряемых среднеквадратической величиной определения координат по системе GPS – с 20 до 5 м и высоты – с 40 до 5 м.
Дифференциальные режим (ДР) СНС предполагает наличие, как
минимум, двух спутниковых приемников или приемоизмерителей (ПИ).
Например, ПИ1 (контрольно-корректирующая станция – ККС) и ПИ2
(потребитель) расположены в точках 1 и 2 пространства, причем ПИ1
геодезически точно привязан к принятой системе координат (ПЗ-90
или WGS-84). Разности между измеренными ПИ1 и рассчитанными в
23
нем значениями псевдодальностей dDi наблюдаемых НКА, а также
разности соответствующих псевдоскоростей dVi по линии передачи
данных передаются в виде дифференциальных поправок ПИ2, в котором они вычитаются из измеренных ПИ2 dDi и dVi. В случае если
погрешности определения dDi слабо изменяются во времени и пространстве, то они существенно компенсируются передаваемыми по
линии поправками. За счет синхронизации часов НКА ошибки dDi
практически постоянны в пространстве. Для погрешностей определения координат НКА порядка 20 м изменчивость ошибок dDi составляет сантиметры при разности расстояния порядка 100 км и дециметры – при взаимных удалениях порядка 1000 км.
Изменчивость во времени и пространстве стабильных составляющих ионосферных погрешностей, обусловленных запаздыванием
сигнала при прохождении в ионосфере, характеризуется корреляционной функцией, которая имеет времена и пространственные
радиусы корреляции на уровне соответственно нескольких часов и
тысяч километров. Поэтому на интервале в несколько единиц минут
и сотен километров ионосферные погрешности в условиях спокойной
ионосферы достаточно стабильны. Их уровень составляет от 10 до
40 м и достигает минимума при максимальном угле места визируемого НКА.
Точность местоопределения после ввода поправок определяется погрешностями, обусловленными изменчивостью квазисистематических ошибок синхронизации эфемеридного обеспечения НКА, ошибок за счет ионосферы, погрешностей селективного доступа GPS, а
также ошибками, обусловленными шумами и помехами, многолучевостью и воздействием тропосферы. Если считать их чисто случайными и взаимонезависимыми, то суммарная дисперсия может быть
записана в следующем виде:
1
1 112 2 1 23
3 1 21
2345
4 1 21 3 1 21 1
67
61
(1)
1
где 112
1 111
1 1 1123 , 1 1121 – дисперсии соответственно остаточных
погрешностей за счет эфемеридных и ионосферных ошибок dDiэ и
dDiИОН, шумовых погрешностей ПИ1 и ПИ2, включающих в себя все
остальные погрешности.
В предположении взаимной независимости и равенстве статистических характеристик погрешностей (1) соотношения соответствен2345
24
но для точности определения координат потребителя и временной
поправки Т’2 – Т’1 имеют вид [3]:
1 2 112 3 3 1
34 2 1 15 3 3 2 2 1
(2)
(3)
где 1 1 2 1 12 ; Т’1, Т’2 – расхождения между шкалой времени СНС и
шкалами времени ПИ1 и ПИ2 соответственно; КGP, КGT – ГФ при определении места и времени.
На основании экспериментальных результатов подтверждена
возможность использования линейных зависимостей среднеквадратического сферического отклонения погрешности местоопределения
как функции расстояния L и возраста t, дифференциальной поправки,
которая может быть представлена в виде [3]:
3 1 1 1 2 2 4 31 5 31 5 421
(4)
где 11 = 2,28 м, а = 1,32Е – 3 м/с, b = 0,000438 м/км.
При сравнительно низких 1112 1 11123 , 11121 , которыми можно пренебречь, основными составляющими, влияющими на точность местоположения СНС в ДР, могут быть нескомпенсированные ионосферные ошибки.
Соотношения (1)–(4) показывают, что точность определения места и времени в ДР СНС в значительной степени зависит от точности
измерений НП в ККС и аппаратуре потребителя от расстояния между ККС и потребителем и от возраста поправок, а также от ГФ КGP,
КGT; последние в значительной степени – от количества наблюдаемых НКА, относительно которых определяются псевдодальности. Для
авиационных потребителей дополнительным источником ошибок является многолучевость.
Контроль целостности СНС осуществляется посредством самоконтроля бортовых систем НКА, контроля качества излучаемых
НКА сигналов, а также передаваемой информации. При этом достоверность навигационных определений должна поддерживаться на требуемом уровне, а потребитель должен своевременно информироваться о возможных нарушениях.
Реализация ДР осуществляется посредством создания дифференциальных подсистем (ДПС) СНС. Они подразделяются на широкозонные (ШДПС), региональные (РДПС) и локальные (ЛДПС).
25
Основой ШДПС (рис.12 – американская WAAS, европейская EGNOS
и японская MSAS) является сеть широкозонных контрольных станций
(ШКС), информация от которых передается на широкозонные главные станции (ШГС) для совместной обработки с целью выработки
общих поправок и сигналов целостности. Радиус рабочей области
ШДПС составляет 5000–6000 км. Выработанные на ШГС сигналы
целостности и корректирующие поправки передаются через наземные станции передачи данных (НСПД) на геостационарный космический аппарат (ГКА) для последующей ретрансляции потребителям.
Региональные ДПС предназначены для навигационного обеспечения отдельных регионов. Диаметр их рабочей области может
составлять от 400 до 2000 км. РДПС могут иметь в своем составе
одну или несколько ККС, а также средства передачи корректирующей информации и сигналов целостности, которые вырабатываются
ШГС или ККС.
Локальные ДПС имеют максимальные дальности действия от
ККС до 50–200 км. Они обычно включают одну ККС, аппаратуру
управления и контроля и средства передачи данных.
Разновидности дифференциального режима СНС
Перечислим наиболее распространенные разновидности ДР,
которые отличаются от основного, вышеописанного.
Метод коррекции координат может использоваться в ДР, если
определение координат дифференциальной станцией (ДС) и потребителем осуществляется по одному и тому же созвездию НКА. В этом
случае дифференциальная поправка рассчитывается по следующей
формуле:
1 31 ,
(5)
1 21
1
12
12
1 , 1
где 1
12 12 – оцененные в процессе текущих измерений и точно
известный заранее вектор координат ДС. Потребитель использует эту
поправку, применяя соотношение:
1 3 11 .
(6)
121
1
Метод коррекции координат в отличие от основного требует
меньшего объема передаваемой информации. Например, по три поправки к координатам и скоростям вместо 16 поправок к псевдодаль-
26
ностям и 16 поправок к псевдоскоростям. Однако этот метод может
использоваться на небольших удалениях потребителя от ДС и в сравнительно небольшие промежутки времени.
Дифференциальный режим с относительными координатами
может быть использован, когда точная геодезическая привязка ДС
затруднена. В этом случае, если два подвижных объекта (например,
ЛА1 и ЛА2) определяют свои прямоугольные координаты h1Т = [х1,
у1, z1] и h2Т = [x2, у2, z2] с помощью аппаратуры потребителя СРНСС
в номинальном режиме работы, то вектор координат ЛА2 относительно
ЛА1 запишется в виде:
(7)
3121 4 1 112 1 212 1 312 2 ,
где х21 = х2 – х1, у21 = у2 – у1, z21 = z2 – z1.
Поскольку погрешности Dhi, i = l,2 (как и в предыдущем случае) являются результатом линейного преобразования всех ошибок
определения псевдодальностей, то в результате операции вычитания
одинаковые квазисистематические ошибки, обусловленные особенностями распространения РВ в ионосфере, неточностью эфемеридной информации и синхронизации, исключаются.
Точность метода использования относительных координат эквивалентна точности стандартного ДР СНС.
Среднеквадратическое сферическое отклонение (ССО) при относительном местоопределении ЛА2 может быть ориентировочно
оценено соотношением:
1
2
312 4 131 32 5 31 31 5 134 5 12 5 342 1 5 5 112 567 2 ,
6
7
где r2П1, r2П2 – ССО местоопределения ЛА1 и ЛА2, обусловленные
ошибками за счет шумов приемников, помех, тропосферы и многолучевости; L – расстояние между ЛА1 и ЛА2; t – задержка между определениями ЛА1 и ЛА2; r0, а, b определены ранее, уап – погрешность аппроксимации, a KGP – ГФ для точности определения пространственных координат.
Широкозонная ДПС WAAS
Широкозонная ДПС WAAS предназначена для обеспечения
уровня целостности, доступности и точности, соответствующего требованиям, предъявленным к основным системам для всех фаз полета, вплоть до захода на посадку по первой категории на Северо27
Американском континенте и частично в Северной Антарктике.
Ею могут пользоваться потребители для высокоточной морской и сухопутной навигаций.
Рис. 12. Широкозонная ДПС WAAS
ШДПС WAAS состоит из космического и наземного сегментов (рис.12).
Космический сегмент включает ГКА GEOS, предназначенные для:
– передачи навигационного GPS-подобного сигнала на частоте
1575,42 МГц, который увеличивает доступность, точность и надежность навигационных определений, а также сигналов контроля своей
целостности;
– для ретрансляции сформированных на Земле сообщений о целостности КA GPS и ГКА и вектора поправок к эфемеридным данным, шкалам времени и параметрам ионосферной модели.
Наземный сегмент включает:
ШКС – мониторинга, предназначенные для контроля и наблюдения за состоянием навигационного поля;
28
ШГС – предназначенные для обработки данных мониторинга и
наблюдений ШКС;
НСПД – предназначенные для осуществления связи между
ШГС и ГКА.
Система выполняет следующие функции:
– сбор данных о состоянии навигационного поля;
– определение ионосферных коррекций;
– определение и уточнение параметров орбит КА;
– определение коррекции орбит и временных поправок для КА;
– контроль целостности КА;
– обеспечение независимой верификации (контроля или подтверждения) выходных данных функции 1–5 перед использованием их потребителями;
– обеспечение потребителей корректирующей информацией и
дополнительными изменениями псевдодальностей, позволяющими
повышать точность и надежность навигационных определений;
– обеспечение работоспособности и собственного нормального
функционирования.
Комплексирование СРНС
и других навигационных систем
Важнейшим направлением построения высокоточных, помехоустойчивых, непрерывно работающих навигационных средств в условиях
существования естественных и искусственных помех, маневрирования
ЛА, возможного ухудшения качества навигационных сигналов КА СРНСС
являются комплексирование и совместная обработка информации СНС
и информации других навигационных систем и устройств. Этому способствует то обстоятельство, что на многих ЛА и других подвижных
объектах помимо аппаратуры потребителя СНС используются и другие средства навигации: инерциальные навигационные системы и инерциально-доплеровские навигационные системы (ИНС) и (ИДНС), курсо-допплеровские и курсо-воздушные системы счисл??ния, аппаратура
радиотехнических систем ближней (РСБН) и дальней (РСДН) навигации и др. На всех ЛА установлены измерители барометрической и геометрической высоты полета, датчики времени, на некоторых ЛА помимо этого в БЦВМ хранятся данные о высоте рельефа местности.
29
Интеграция оборудования в единый навигационный комплекс
(НК) позволяет полнее использовать избыточность имеющейся информации, благодаря чему появляется возможность повышения точности, помехоустойчивости, непрерывности и надежности навигационных определений, расширение круга решаемых задач и улучшение
качества их выполнения.
Максимального эффекта от комплексирования навигационных
измерителей (НИ) можно достичь, решив задачу оптимального синтеза и определив оптимальную структуру и характеристики системы комплексной обработки информации (КОИ). Однако, в силу сложности проблемы, такая задача практически решается отдельно на
уровнях первичной и вторичной обработки информации. Под первичной обработкой информации понимают поиск, обнаружение, селекцию, преобразование и обработку (в режиме слежения) сигналов
НИ с целью определения радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдоскорости), под вторичной – выполнение БЦВМ
обработки выходных данных самих измерений, результаты которой
используются для определения и уточнения координат и скорости движения, углов ориентации подвижных объектов и источников погрешностей измерений.
30
8. ЗАДАНИЯ ДЛЯ САМОКОНТРОЛЯ
1. Заполните пустые клетки цифрами соответствующих ключевых слов:
Источником навигационной информации в СНС служит …. Она
включает в себя ….. и …… Служебная информация содержит данные о: ….., ……, ……., ……, ….., ….. .
Ключевые слова: навигационный сигнал (1), НИСЗ (2), служебная информация (3), поправка шкалы времени (4), эфемериды (5), альманах (6), телеметрическая информация (7), поправка на распространение волн (8).
2. Запишите выражения для дальности i-го НИСЗ с учетом
задержки сигнала в атмосфере, пользуясь ключевыми словами из
табл. 1 и знаками арифметических операций для дальномерного и
квазидальномерного методов.
Таблица 1
12 3456789
7
2
9
2
52267852
2
1 22 23
1
1
11
!2
#2
627282
9
(2
$
2
+2
,2
-2
2
/2
213
3
1
413
2
1
789
7229
252
5578245222
22
5578215232
5 255782"5
4
2
$5"57
%78268
&8278822
28 5'
2
)85&
7
2*82
7222
2"5
4
2
$8%75%252"5
4
2524522
868%75%2
$8%75%252"5
4
25245222
2.9
5 268
&2788228 5'
2
55%28"587
727882
2
31
3. Укажите причину того или иного вида погрешности?
Таблица 2
12343567 4537
7 234
7937
7
37
83977
2
537
122 7
23977
*657
2537
&7
5
2567
226
37
+2
2567
226
37
,
626
"2567
2
5-7
.5
"4-7
1
32
8 6357
5 2537 !"7
733 33 23 26
#537
5367 2$3%7
567
2 567
2
&737
537877 537
26#6'(3)7
77
2)57
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
4. Укажите в табл. 3 соответствие названий элементов схемы
цифровым
обозначениям (рис. 13).
1
1
1
1
1
1
1
21
1 22313
111111111111111111111111111111111111111111111
1
231
1
61
1 2231431
1111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111
1
1
1
41
111111111111111111111111111111111111111111111111111111111
1
1
1
31
3122222222222222222222222222433
1111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111
1
51
3
71
Рис. 13. Структурная схема АП
Таблица 3
2345467819
1
1
1
1
1
1
1
4563743681771
1
1
1
1
1
1
68146471
1
1
1
1
1
1
4371
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
#$547431!45461
1
1
1
1
1
1
%371
1
1
1
1
1
1
!3458146471"1
1
33
Библиографический список
1. Авиационная радионавигация: Справочник / Под ред. Сосновского. М.: Транспорт, 1990.
2. Радиотехнические системы / Под ред. Ю. М. Казаринова.
М.: Высш. шк., 1990.
3. Соловьев Ю. А. Системы спутниковой навигации. М.: ЭкоТрендз, 2000.
4. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС / Под ред. В. Н. Харисова, А. И. Петрова, В. А. Болдина.
М.: ИПРЖР, 1998.
5. Липкин И. А. Спутниковые навигационные системы. М.: Вузовская книга, 2001.
6. Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС.
Интерфейсный контрольный документ. М.: КНИЦ ВКС, 1995.
7. Interface Control Document: NAVSTAR GPS Space Segment /
Navigation User Interfaces (ISD-GPS-200) / Rockwell Int. Corp. 1987.
34
Оглавление
Список условных сокращений ............................................................. 3
1. Спутниковые навигационные системы ........................................... 5
2. Принцип действия СНС ................................................................. 11
3. Принцип действия бортового оборудования потребителя .......... 13
4. Развитие спутниковой навигации ................................................... 17
5. Сетевая радионавигационная спутниковая
система ГЛОНАСС ....................................................................... 18
6. Структура навигационных радиосигналов
системы ГЛОНАСС ...................................................................... 21
7. Пути совершенствования СНС. .................................................... 23
8. Задания для самоконтроля ............................................................ 31
Библиографический список ................................................................ 34
35
Учебное издание
Бессонов Алексей Александрович
Мамаев Виктор Яковлевич
СПУТНИКОВЫЕ
НАВИГАЦИОННЫЕ
СИСТЕМЫ
Учебное пособие
Редактор А. М. Смирнова
Компьютерная верстка М. А. Морозова
П о д п и с а н о к п е ч а т и 06. 03. 0 6. Ф о р м а т 6 0 х8 4 1 / 1 6 . Б у м а г а о ф с е т н а я . П е ч а т ь о ф с е т н а я .
Ус л . п е ч . л . 2, 03. У ч . - и з д . л . 2, 0. Т и р а ж 100 э к з . З а к а з №
Редакционно-издательский отдел
Отдел электронных публикаций и библиографии библиотеки
Отдел оперативной полиграфии
ГУАП
190000, Санкт-Петербург, ул. Б. Морская, 67
ой погрешностью (СКП) определения пространственного местоположения летательного аппарата (ПМЛА) –
переменная величина, имеющая разные значения в данной рабочей
области (РО) СНС из-за изменения расположения спутников.
Основные факторы, влияющие на значение ГФ:
– метод определения НП.
– конфигурация созвездия НИСЗ.
Наибольшая точность у дальномерного метода, так как он мало
зависит от высоты орбиты и угла возвышения спутника.
Значения ГФ уменьшаются с увеличением числа НИСЗ и зависят от их расположения на орбитах.
6
Минимальное значение ГФ достигается при максимальном
объеме тетраэдра, образованного единичными векторами, направленными от потребителя к спутникам, по которым определяется
ПМЛА. На этом основан алгоритм выбора наилучших для измерения спутников. Из числа видимых потребителей объем тетраэдра
максимален, когда один из НИСЗ находится в зените, а три других
располагаются как можно ближе к горизонту, образуя равносторонний треугольник.
Качество навигационного сигнала зависит, главным образом,
от точности содержащейся в нем информации об эфемеридах НИСЗ
и релятивистских эффектов, вызывающих увеличение погрешности
эталона времени частоты (ЭВЧ) НИСЗ относительно эталона наземного центра СНС (табл. 2).
Таблица 2
Основные составляющие дальномерной погрешности СНС НАВСТАР
8927234567289
1234567289
1 1
21
2234
142372554
9274557 !
"#
"#
2728547$454%$
"&
'&
(4228547$454%$
&
&
)72325289
"&
"&
*4942945+95$
"&,
"&,
12334564789
56
8 1 8
8
8
Прогноз эфемерид. Ошибка прогноза эфемерид в основном
определяется неточностью геопотенциальной модели Земли (влияние на движение НИСЗ гравитационного поля, солнечного давления,
движения полюсов Земли и др.). Прогноз осуществляется по данным
измерений за предыдущую неделю.
Эталон времени. Сдвиги частоты бортового эталона НИСЗ
возникают из-за релятивистского и гравитационных эффектов.
7
Ионосферная рефракция – следствие изменения коэффициента
преломления ионосферы. Погрешность определения дальности, вызываемая рефракцией, зависит от частоты и может быть рассчитана для
каждого зенитного угла 11 (рис. 2). Для компенсации ионосферной погрешности 111 применяют метод двухчастотных измерений и введение рассчитанных по априорным данным поправок. Метод основан на
зависимости задержки от частоты и функции 11 1 1 2 22 3, зависящей от
высоты НС НИСЗ и от компенсации электронов NЭ. Имея результаты
двух измерений одной и той же дальности на двух частотах, можно
решить систему из двух уравнений с двумя неизвестными. Погрешность ДDт и ДDи зависит от из. С увеличением из точность ухудшается. Это приводит к ограничению рабочих углов значением изЈ 85°.
Рис. 2. Зависимость погрешности определения дальности
от измеряемого расстояния при различных значениях
зенитного угла (частота 1550 МГц)
8
Тропосферная рефракция возникает из-за непостоянства коэффициента преломления 11 с высотой (преломление вызывает изменение фазовой скорости распространения радиоволн (РВ) 1 1 2 1 31 ,
а следовательно, и искривление траектории). Средством уменьшения
тропосферной рефракции является моделирование тропосферы.
Многолучевость распространения сигнала зависит от взаимного расположения потребителя, спутников и отражающих поверхностей (например, неспокойного моря). Эти погрешности не поддаются
прогнозированию.
Аппаратура потребителя (АП). Ее несовершенство сказывается на появлении погрешностей, обусловленных, в основном, шумом приемника, дискретизацией сигнала и недостаточной точностью
вычислительных средств (табл. 3).
Таблица 3
Параметры аппаратуры потребителя при определении
дальности и скорости
627289
75
123245
243
5
15
15
2345
4325435855
5
5
"2
2#5$2
255
% &5 % &5
7
5
5
5
5
!5
5 5
5
5
5
5
67
#'933
5(49893
2525)1585
& 5
& 5
*+82#5,-79.3
5+2585
%5
%5 %%%!!5 %%%/5
79
585
%!05
!05
6-79.3
579
125+3585
12334564789
56
8+588
% 005
8
005 %%% 5 %%%&5
8 8 8
5
%%%&5 %%%&/5
Указанные в табл. 3 погрешности определяются:
– шумовая – качеством приемно-усилительного тракта (ПУТ)
и качеством системы слежения за задержкой дальномерного кода или
за допплеровской частотой. Погрешность 1 1 зависит от протяженности (длительности) 1 1 элемента кода, отношения мощности сигнала
и шума 1 1, шумовой полосы следящей системы 111 и др;
9
– протяженность элемента кода определяет точность измерений и не превышает одной микросекунды. Уменьшение 11 требует
расширения полосы пропускания ПУТ (оптимальная полоса
11 123 2 1 ), что приводит к увеличению уровня шума приемника;
34
– погрешность дискретизации 1 1 обусловлена цифровым методом измерения, при котором задержка кода и допплеровской часто1
11 ;
ты изменяются дискретами
23
– дискрет возникает из-за ограничений: разрядности процессора, недостаточной точности алгоритмов и задержек при выполнении
команд. Эта погрешность – менее 1м – при определении дальности и
0,1м при определении скорости (приращение дальности).
10
2. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СНС
Принцип действия СНС НАВСТАР определяется пассивным
характером системы и квазидальномерным методом нахождения навигационного параметра. Измерение дальности производится по излучаемому НИСЗ дальномерному коду с использованием эфемеридной информации, содержащейся в массиве служебной информации (СИ),
источником которой служит КИК (рис. 3):
12
727
4 11
12
4 1 3 2 21 1
1
3214
2
1
56
Рис. 3. Линии связи АП и НИСЗ в системе НАВСТАР
Имеются грубый C/A и точный Р дальномерные коды. Первый
из них передается на частоте f1=1575,42 МГц, а второй – на частоте
f2=1227,6 МГц, сформированные из сигналов атомного эталона частоты – 10,23 МГц, находящегося на борту НИСЗ. Основное назначение сигнала с частотой f2 – коррекция погрешности, вызываемой ионосферной рефракцией. Код Р доступен только санкционированным потребителям, поэтому использовать сигнал на частоте f2 гражданские
потребители не могут, а следовательно, не могут воспользоваться
частотой f2 для коррекции ионосферной погрешности. Для грубого
учета этих погрешностей служат данные СИ.
Процедура определения НП усложняется из-за принятого в системе НАВСТАР кодового разделения сигналов НИСЗ, определения
координат НИСЗ в процессоре АП и необходимости синхронизации
шкал времени спутника (ШВС) и потребителя (см. рис. 4).
Пассивная СНС излучает навигационный сигнал опорной станции (ОС) в момент toi и при измерении времени приема tD этого сигнала потребителем с помощью измерителя времени (ИВ), который включается в момент toп, т. е. шкалы времени ОС и АП задаются ЭВЧ.
Высокая стабильность ЭВЧ ОС позволяет считать, что все спутники
11
123
1
122
124
12
123
11
1
11
Рис. 4. Шкала времени разностно-дальномерной системы
используют единую шкалу времени. Шкала времени потребителя
(ШВП) смещена на DT относительно ШВС.
Кодовое разделение сигналов НИСЗ требует установки в АП
кода, соответствующего выбранному НИСЗ, что возможно при наличии грубой информации о ПМЛА и о эфемеридах всех спутников
системы. Последняя включается в альманах, передаваемый в массиве СИ. От процессора АП требуется высокое быстродействие,
так как время расчета координат НИСЗ определяет задержку момента первого местоопределения относительно момента его включения. Данные процедуры усложняются из-за необходимости поиска сигнала, требующего перебора возможных задержек кодов всех
видимых с ЛА НИСЗ (либо применением параллельного многоканального поиска).
Формирование навигационной информации в СНС
Определение ПМЛА в СНС может осуществляться с помощью
дальномерного, квазидальномерного и допплеровского методов [1].
В спутниковых навигационных системах Navstar и ГЛОНАСС
используется квазидальномерный метод, который можно представить
в виде следующей зависимости:
12 3
3
3
3
112 5 124 6 273 5 391 4 2 8 5 2 6 162 8 7 2 6 1 82 8 9 2 4
6 27
32 6 273 5 12 6 27
32 6 2 73 1
В отличие от дальномерного метода при использовании квазидальномерного метода поверхности положения (сферы с центрами в
НИСЗ) из-за расхождения шкал времени DT сдвигаются и пересекаются в вершинах трехгранной пирамиды со сферическими гранями,
размеры которых зависят от cDT. Положение ЛА соответствует точке, равноудаленной от трех граней и основания пирамиды.
12
3. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ПОТРЕБИТЕЛЯ
Измерение НП осуществляется следующим образом: со спутника передается высокочастотный сигнал, модулированный по фазе с
помощью временной функции, представляющей последовательность
прямоугольных импульсов положительной и отрицательной полярностей (псевдошумовая последовательность). Закон чередования положительных и отрицательных импульсов известен на НИСЗ и потребителе.
Если этот закон на потребителе не известен, то последовательность воспринимается как шумовая. Полученная после демодуляции
псевдошумовая последовательность и псевдошумовой сигнал такой
же формы, вырабатываемый в ПУТ потребителя (рис. 5), привязываются к общему времени с помощью самолетных эталонов частоты.
По временному сдвигу 1 1 11 2 между этим сигналом, принятым с
НИСЗ, можно определить время прохождения РВ со спутника к самолету и расстояние 11 12 2 1 321 12 2 . Определение дальности выпол12
42
32
333
333
333
1
281 2
2
2
1
1
2
1
2
2
333
1
4
123
11
2
31
1
7
31
6 5 21
11
1
Рис. 5. Пример фазиманипулированного сигнала (а) , его условное
обозначение (б) и корреляционная функция (в)
13
няется по измерению задержки принимаемого кода (например,
C/A) 121 13 1 3 21 2 , относительно аналогичного кода, формируемого в
бортовой аппаратуре потребителя (рис. 6).
3
123
232 21 2 112 1
78
9
232 21 2 1 1
86
267
11
51 3
45
42
Рис. 6. Структурная схема устройства определения дальности АП СНС
При слежении за i-м спутником управляемый генератор кода
(УГК) в момент t, соответствующий моменту излучения сигнала
НИСЗ, формирует код 121 13 1 22. Синхронизация осуществляется
опорным стабильным генератором (ОГ). Считается, что ШВП и
НИСЗ синхронизированы. Этот код подается на коррелятор (КОР),
куда с ПУТ поступает также принятый сигнал НИСЗ. Сигнал ошибки
пропорционален сдвигу по времени подаваемых на коррелятор кодов,
и, после усреднения и сглаживания в фильтре (Ф), используется для
измерения положения формируемого УГК кода. Процесс продолжается до совпадения кодов по времени (t = tDi), после чего ИВ измеряет пропорциональный искомой дальности сдвиг опорного кода, используя для этого количество n элементов кода, на которое потребовалось
сдвинуть опорный код.
Факторы, определяющие число и расположение НИСЗ
на орбите:
– вероятность определения ПМЛА в различных точках околоземной поверхности;
– время ожидания навигационных измерений;
– используемый метод радионавигации.
14
Зона радиовидимости (наблюдаемости)
аппаратуры потребителя и зона видимости НИСЗ
Под зоной радиовидимости – наблюдаемости (РВН) АП понимается часть околоземного космического пространства, заключенная между орбитой НИСЗ и плоскостью радиогоризонта
Г–Г’ наблюдателя Н, в пределах которой возможна устойчивая связь
между НИСЗ и АП (рис. 7):
а)
б)
Рис. 7. Зона радиовидимости
Устойчивая радиосвязь между наблюдателем (Н) и спутником С(С’)
обеспечивается только при угле места d НИСЗ, превышающем предельное значение, равное 10°. Поэтому фактическая зона РВН представляет собой область пространства, ограниченную конусом с образующими НС и НС’. За счет того, что ЛА совершает полеты на определенной высоте, зона РВН практически совпадает с образующими
Г–Г’ конуса. Под зоной видимости НИСЗ (рис. 7,б) понимают совокупность точек, из которых НИСЗ, находящийся на высоте Н над поверхностью Земли, виден под углом места, превышающим d, отсчитываемым между направлением на НИСЗ и горизонтом. Эта зона
однозначно определяется центральным углом b:
1 1 123 2
752 .
2 61
Считается, что с высоты полета ЛА НИСЗ виден при углах
места d = 0. Существует два формата построения СНС, позволяющих непрерывно определять координаты АП во всех точках Земли:
– построение СНС с использованием большого числа НИСЗ на
невысоких орбитах;
– построение систем с использованием нескольких НИСЗ, находящихся на геостационарной орбите.
3 4 4511236
15
Использование геостационарной орбиты имеет следующие преимущества:
– упрощается поиск спутников на орбите и наведение антенн;
– обеспечивается постоянная РВН со всех точек видимости
НИСЗ и большое покрытие (один НИСЗ покрывает около 4% поверхности Земли);
– малое количество НИСЗ, требуемых для построения глобальной СНС (три НИСЗ, расположенных на орбите с интервалом 120°,
покрывает 98% земной поверхности).
Однако для вывода НИСЗ на геостационарную орбиту требуются ракеты большой мощности, а также более мощные передатчики и источники питания.
16
4. РАЗВИТИЕ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ
Общее направление модернизации обоих спутниковых систем
GPS и ГЛОНАСС связано с повышением точности навигационных
определений; улучшением сервиса, предоставляемого пользователям;
повышением срока службы и надежностью бортовой аппаратуры спутников; улучшением совместимости с другими радиотехническими
системами и развитием дифференциальных подсистем. Общее направление развития систем GPS и ГЛОНАСС совпадает, но динамика и достигнутые результаты сильно отличаются.
Совершенствование системы ГЛОНАСС планируется осуществлять на базе спутников нового поколения ГЛОНАСС-М. Этот спутник будет обладать увеличенным ресурсом службы и станет излучать навигационный сигнал в диапазоне L2 для гражданских применений.
Аналогичное решение было принято в США, где 5 января 1999 г.
объявлено о выделении 400 млн долл. на модернизацию системы GPS,
связанную с передачей C/A-кода на частоте L2 (1222,7 МГц) и введением третьей несущей L3 (1176,45 Мгц) на космический аппарат (КА),
которые предполагалось запустить с 2005 г. Сигнал на частоте L2
намечено использовать для гражданских нужд, не связанных непосредственно с опасностью для жизни людей. Предлагалось начать реализацию этого решения в 2003 г. Третий сигнал на частоте L3 решено
было использовать для нужд гражданской авиации.
17
5. СЕТЕВАЯ РАДИОНАВИГАЦИОННАЯ
СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА ГЛОНАСС
Сетевая радионавигационная спутниковая система (СРНСС)
ГЛОНАСС предназначена для глобальной оперативной навигации
приземных подвижных объектов, которая разработана по заказу
Министерства обороны. По своей структуре ГЛОНАСС так же,
как и GPS, считается системой двойного действия, т. е. может
использоваться как в военных, так и в гражданских целях.
Система в целом включает в себя три функциональные части
(называемые в профессиональной литературе сегментами – рис. 8):
– космический сегмент, в который входит орбитальная группировка искусственных спутников Земли;
– сегмент управления, наземный комплекс управления (НКУ)
орбитальной группировкой космических аппаратов;
– аппаратура пользователей системы.
Последняя часть – самая многочисленная. Система ГЛОНАСС
является беззапросной, поэтому количество потребителей не ограничено. Помимо основной функции – навигационных определений – она
позволяет производить высоко точную взаимную синхронизацию стандартов частоты и времени на удаленных наземных объектах и взаимную геодезическую привязку. Кроме того, с ее помощью можно
1234
8
523
8
9
9
1234
333 111 333 111 333
3432
567
Рис. 8. Функциональные связи в системе НАВСТАР:
1 – команды управления; 2 – телеметрия; 3 – навигационные сигналы
для КИК; 4 – навигационные сигналы для АП; 5 – служебная информация
18
производить определение ориентации объекта на основе измерений,
производимых от четырех приемников сигналов навигационных спутников.
В системе ГЛОНАСС в качестве радионавигационной ОС используется навигационный космический аппарат (НКА), вращающийся по
круговой геостационарной орбите на высоте более 19100 км (рис. 9):
Рис. 9. Космический сегмент систем ГЛОНАСС и GPS
Период обращения спутника вокруг Земли равен, в среднем,
11 ч 45 мин. Время эксплуатации спутника – 5 лет, за этот период
параметры его орбиты не должны отличаться от номинальных значений больше, чем на 5 %. Сам спутник представляет собой герметический контейнер диаметром 1,35 м и длиной 7,84 м, внутри которого
размещается различного рода аппаратура. Питание всех систем производится от солнечных батарей. Общая масса спутника – 1415 кг.
Состав бортовой аппаратуры: бортовой навигационный передатчик,
синхронизатор (часы), бортовой управляющий комплекс, система ориентации и стабилизации и т. д.
Сегмент наземного комплекса управления системы ГЛОНАСС
выполняет следующие функции:
– эфемеридное и частотно-временное обеспечение;
– мониторинг радионавигационного поля;
– радиотелеметрический мониторинг НКА;
– командное и программное радиоуправление НКА.
19
Для синхронизации шкал времени различных спутников с необходимой точностью на борту НКА используются цезиевые стандарты
частоты с относительной нестабильностью порядка 10-13; на НКУ –
водородный стандарт с относительной нестабильностью 10-14. Кроме
того, в состав НКУ входят средства коррекции ШВС относительно
эталонной шкалы с погрешностью 3–5 нс.
Наземный сегмент реализует эфемеридное обеспечение спутников. Это означает, что на Земле определяются параметры движения спутников и прогнозируются их значения на заранее определенный промежуток времени. Параметры и их прогноз закладываются в
навигационное сообщение, передаваемое спутником наряду с передачей навигационного сигнала. Сюда же входят частотно-временные
поправки бортовой ШВС относительно системного времени. Измерение и прогноз параметров движения НКА производятся в Баллистическом центре системы по результатам траекторных измерений
дальности до спутника и его радиальной скорости.
20
6. СТРУКТУРА НАВИГАЦИОННЫХ РАДИОСИГНАЛОВ
СИСТЕМЫ ГЛОНАСС
В системе ГЛОНАСС используется частотное разделение сигналов (FDMA), излучаемых каждым спутником, – двух фазоманипулированных сигналов. Частота первого сигнала лежит в диапазоне L1
более 1600 МГц, а частота второго – в диапазоне L2 более 1250 МГц.
Номинальные значения рабочих частот радиосигналов, передаваемых
в диапазонах L1 и L2, определяются следующим выражением:
1 11 1 11 2 2 3 411 ;
1 1 1 1 1 1 2 2 3 41 1 ;
k = 0,1,2,…,24,
где k – номера литеров (каналов) рабочих частот спутников;
1
111 2 2 234564 МГц;
11 1 1234 МГц;
75
1
11 1 2 2 23 4516 МГц.
1 1 1 1234 МГц;
78
Для каждого спутника рабочие частоты сигналов в диапазоне
L1 и L2 когерентны и формируются от одного эталона частоты. Отношение рабочих частот несущей каждого спутника:
11 1 1 1
2
11 1 2 2 .
Номинальное значение частоты бортового генератора, с точки зрения наблюдателя, находящегося на поверхности Земли, равно 5,0 МГц.
В диапазоне L1 каждый спутник системы ГЛОНАСС излучает
две несущие волны на одной и той же частоте, сдвинутые относительно друг друга по фазе на 90° (рис.10):
7899
4
11
12
1
34567899
4
34567899
4
Рис. 10. Векторная диаграмма несущих сгиналов систем
ГЛОНАСС и GPS
21
Одна из несущих подвергается фазовой манипуляции на 180°.
Модулирующий сигнал получают сложением по модулю двух, трех
двоичных сигналов (рис.11):
– последовательности навигационных данных, передаваемых со
скоростью 50 бит/с (рис.11, а);
– меандрового колебания, передаваемого со скоростью
100 бит/с (рис.11, б);
– грубого дальномерного кода, передаваемого со скоростью
511 Кбит/с (рис.11, в).
Сигнал в диапазоне L1 (аналогичен С/А-коду в GPS) доступен
для всех потребителей в зоне видимости КА. Сигнал в диапазоне L2
предназначен для военных нужд, и его структура не раскрывается.
131
131
%796
!&!6
9 '(
121
1
$#6 1
79
1
"#796
179
1
4116796179
! 1 1 1 1 1 1 1
111
11
99686
1
12 345366789
)#!7*6+7!69!
1
Рис. 11. Структура сигнала ГЛОНАСС
22
7. ПУТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ СНС
Дифференциальный режим и контроль
целостности СНС
Как и в любой сложной технической системе, компоненты СНС
функционируют неидеально. Поэтому значения координат и скорости, получаемые потребителем в навигационном решении, отличаются от реальных. При этом, как было сказано выше, основными
факторами, влияющими на точность решения навигационной задачи
по определению местоположения объекта, являются: геометрическое рас-положение НКА, используемых в решении; погрешности
формирования бортовых шкал времени НКА; эфемеридные погрешности НКА; погрешности за счет распространения навигационных
радиосигналов в атмосфере (ионосферные и тропосферные погрешности); аппаратурные погрешности навигационной аппаратуры
(НАП); наличие в системе специальных мер по загрублению точности (например, применявшийся до недавнего времени селективный
доступ (СД) в системе GPS).
Как следует из [ 3 ], при типичном ГФ точность определения координат (среднеквадратическая радиальная ошибка – СКО) составляет
для С/А кода 50,6 и 16,2 м (без СД), а для Р-кода – 8,2 и 13,2 м. Однако
существует ряд задач, которые требуют более высокого качества навигационного обслуживания как по точности, так и по характеру, т. е.
по типу представляемой информации о положении потребителя. Так,
для захода на посадку самолета по первой категории необходима точность навигации в плоскости – 4–8 м, а по высоте – 2–8 м.
Для обеспечения повышенной точности навигации обычно применяется дифференциальная коррекция. В основе этого метода лежит
относительное постоянство значительной части погрешности СНС во
времени и в пространстве. Эксперименты показали возможность снижения ошибок, измеряемых среднеквадратической величиной определения координат по системе GPS – с 20 до 5 м и высоты – с 40 до 5 м.
Дифференциальные режим (ДР) СНС предполагает наличие, как
минимум, двух спутниковых приемников или приемоизмерителей (ПИ).
Например, ПИ1 (контрольно-корректирующая станция – ККС) и ПИ2
(потребитель) расположены в точках 1 и 2 пространства, причем ПИ1
геодезически точно привязан к принятой системе координат (ПЗ-90
или WGS-84). Разности между измеренными ПИ1 и рассчитанными в
23
нем значениями псевдодальностей dDi наблюдаемых НКА, а также
разности соответствующих псевдоскоростей dVi по линии передачи
данных передаются в виде дифференциальных поправок ПИ2, в котором они вычитаются из измеренных ПИ2 dDi и dVi. В случае если
погрешности определения dDi слабо изменяются во времени и пространстве, то они существенно компенсируются передаваемыми по
линии поправками. За счет синхронизации часов НКА ошибки dDi
практически постоянны в пространстве. Для погрешностей определения координат НКА порядка 20 м изменчивость ошибок dDi составляет сантиметры при разности расстояния порядка 100 км и дециметры – при взаимных удалениях порядка 1000 км.
Изменчивость во времени и пространстве стабильных составляющих ионосферных погрешностей, обусловленных запаздыванием
сигнала при прохождении в ионосфере, характеризуется корреляционной функцией, которая имеет времена и пространственные
радиусы корреляции на уровне соответственно нескольких часов и
тысяч километров. Поэтому на интервале в несколько единиц минут
и сотен километров ионосферные погрешности в условиях спокойной
ионосферы достаточно стабильны. Их уровень составляет от 10 до
40 м и достигает минимума при максимальном угле места визируемого НКА.
Точность местоопределения после ввода поправок определяется погрешностями, обусловленными изменчивостью квазисистематических ошибок синхронизации эфемеридного обеспечения НКА, ошибок за счет ионосферы, погрешностей селективного доступа GPS, а
также ошибками, обусловленными шумами и помехами, многолучевостью и воздействием тропосферы. Если считать их чисто случайными и взаимонезависимыми, то суммарная дисперсия может быть
записана в следующем виде:
1
1 112 2 1 23
3 1 21
2345
4 1 21 3 1 21 1
67
61
(1)
1
где 112
1 111
1 1 1123 , 1 1121 – дисперсии соответственно остаточных
погрешностей за счет эфемеридных и ионосферных ошибок dDiэ и
dDiИОН, шумовых погрешностей ПИ1 и ПИ2, включающих в себя все
остальные погрешности.
В предположении взаимной независимости и равенстве статистических характеристик погрешностей (1) соотношения соответствен2345
24
но для точности определения координат потребителя и временной
поправки Т’2 – Т’1 имеют вид [3]:
1 2 112 3 3 1
34 2 1 15 3 3 2 2 1
(2)
(3)
где 1 1 2 1 12 ; Т’1, Т’2 – расхождения между шкалой времени СНС и
шкалами времени ПИ1 и ПИ2 соответственно; КGP, КGT – ГФ при определении места и времени.
На основании экспериментальных результатов подтверждена
возможность использования линейных зависимостей среднеквадратического сферического отклонения погрешности местоопределения
как функции расстояния L и возраста t, дифференциальной поправки,
которая может быть представлена в виде [3]:
3 1 1 1 2 2 4 31 5 31 5 421
(4)
где 11 = 2,28 м, а = 1,32Е – 3 м/с, b = 0,000438 м/км.
При сравнительно низких 1112 1 11123 , 11121 , которыми можно пренебречь, основными составляющими, влияющими на точность местоположения СНС в ДР, могут быть нескомпенсированные ионосферные ошибки.
Соотношения (1)–(4) показывают, что точность определения места и времени в ДР СНС в значительной степени зависит от точности
измерений НП в ККС и аппаратуре потребителя от расстояния между ККС и потребителем и от возраста поправок, а также от ГФ КGP,
КGT; последние в значительной степени – от количества наблюдаемых НКА, относительно которых определяются псевдодальности. Для
авиационных потребителей дополнительным источником ошибок является многолучевость.
Контроль целостности СНС осуществляется посредством самоконтроля бортовых систем НКА, контроля качества излучаемых
НКА сигналов, а также передаваемой информации. При этом достоверность навигационных определений должна поддерживаться на требуемом уровне, а потребитель должен своевременно информироваться о возможных нарушениях.
Реализация ДР осуществляется посредством создания дифференциальных подсистем (ДПС) СНС. Они подразделяются на широкозонные (ШДПС), региональные (РДПС) и локальные (ЛДПС).
25
Основой ШДПС (рис.12 – американская WAAS, европейская EGNOS
и японская MSAS) является сеть широкозонных контрольных станций
(ШКС), информация от которых передается на широкозонные главные станции (ШГС) для совместной обработки с целью выработки
общих поправок и сигналов целостности. Радиус рабочей области
ШДПС составляет 5000–6000 км. Выработанные на ШГС сигналы
целостности и корректирующие поправки передаются через наземные станции передачи данных (НСПД) на геостационарный космический аппарат (ГКА) для последующей ретрансляции потребителям.
Региональные ДПС предназначены для навигационного обеспечения отдельных регионов. Диаметр их рабочей области может
составлять от 400 до 2000 км. РДПС могут иметь в своем составе
одну или несколько ККС, а также средства передачи корректирующей информации и сигналов целостности, которые вырабатываются
ШГС или ККС.
Локальные ДПС имеют максимальные дальности действия от
ККС до 50–200 км. Они обычно включают одну ККС, аппаратуру
управления и контроля и средства передачи данных.
Разновидности дифференциального режима СНС
Перечислим наиболее распространенные разновидности ДР,
которые отличаются от основного, вышеописанного.
Метод коррекции координат может использоваться в ДР, если
определение координат дифференциальной станцией (ДС) и потребителем осуществляется по одному и тому же созвездию НКА. В этом
случае дифференциальная поправка рассчитывается по следующей
формуле:
1 31 ,
(5)
1 21
1
12
12
1 , 1
где 1
12 12 – оцененные в процессе текущих измерений и точно
известный заранее вектор координат ДС. Потребитель использует эту
поправку, применяя соотношение:
1 3 11 .
(6)
121
1
Метод коррекции координат в отличие от основного требует
меньшего объема передаваемой информации. Например, по три поправки к координатам и скоростям вместо 16 поправок к псевдодаль-
26
ностям и 16 поправок к псевдоскоростям. Однако этот метод может
использоваться на небольших удалениях потребителя от ДС и в сравнительно небольшие промежутки времени.
Дифференциальный режим с относительными координатами
может быть использован, когда точная геодезическая привязка ДС
затруднена. В этом случае, если два подвижных объекта (например,
ЛА1 и ЛА2) определяют свои прямоугольные координаты h1Т = [х1,
у1, z1] и h2Т = [x2, у2, z2] с помощью аппаратуры потребителя СРНСС
в номинальном режиме работы, то вектор координат ЛА2 относительно
ЛА1 запишется в виде:
(7)
3121 4 1 112 1 212 1 312 2 ,
где х21 = х2 – х1, у21 = у2 – у1, z21 = z2 – z1.
Поскольку погрешности Dhi, i = l,2 (как и в предыдущем случае) являются результатом линейного преобразования всех ошибок
определения псевдодальностей, то в результате операции вычитания
одинаковые квазисистематические ошибки, обусловленные особенностями распространения РВ в ионосфере, неточностью эфемеридной информации и синхронизации, исключаются.
Точность метода использования относительных координат эквивалентна точности стандартного ДР СНС.
Среднеквадратическое сферическое отклонение (ССО) при относительном местоопределении ЛА2 может быть ориентировочно
оценено соотношением:
1
2
312 4 131 32 5 31 31 5 134 5 12 5 342 1 5 5 112 567 2 ,
6
7
где r2П1, r2П2 – ССО местоопределения ЛА1 и ЛА2, обусловленные
ошибками за счет шумов приемников, помех, тропосферы и многолучевости; L – расстояние между ЛА1 и ЛА2; t – задержка между определениями ЛА1 и ЛА2; r0, а, b определены ранее, уап – погрешность аппроксимации, a KGP – ГФ для точности определения пространственных координат.
Широкозонная ДПС WAAS
Широкозонная ДПС WAAS предназначена для обеспечения
уровня целостности, доступности и точности, соответствующего требованиям, предъявленным к основным системам для всех фаз полета, вплоть до захода на посадку по первой категории на Северо27
Американском континенте и частично в Северной Антарктике.
Ею могут пользоваться потребители для высокоточной морской и сухопутной навигаций.
Рис. 12. Широкозонная ДПС WAAS
ШДПС WAAS состоит из космического и наземного сегментов (рис.12).
Космический сегмент включает ГКА GEOS, предназначенные для:
– передачи навигационного GPS-подобного сигнала на частоте
1575,42 МГц, который увеличивает доступность, точность и надежность навигационных определений, а также сигналов контроля своей
целостности;
– для ретрансляции сформированных на Земле сообщений о целостности КA GPS и ГКА и вектора поправок к эфемеридным данным, шкалам времени и параметрам ионосферной модели.
Наземный сегмент включает:
ШКС – мониторинга, предназначенные для контроля и наблюдения за состоянием навигационного поля;
28
ШГС – предназначенные для обработки данных мониторинга и
наблюдений ШКС;
НСПД – предназначенные для осуществления связи между
ШГС и ГКА.
Система выполняет следующие функции:
– сбор данных о состоянии навигационного поля;
– определение ионосферных коррекций;
– определение и уточнение параметров орбит КА;
– определение коррекции орбит и временных поправок для КА;
– контроль целостности КА;
– обеспечение независимой верификации (контроля или подтверждения) выходных данных функции 1–5 перед использованием их потребителями;
– обеспечение потребителей корректирующей информацией и
дополнительными изменениями псевдодальностей, позволяющими
повышать точность и надежность навигационных определений;
– обеспечение работоспособности и собственного нормального
функционирования.
Комплексирование СРНС
и других навигационных систем
Важнейшим направлением построения высокоточных, помехоустойчивых, непрерывно работающих навигационных средств в условиях
существования естественных и искусственных помех, маневрирования
ЛА, возможного ухудшения качества навигационных сигналов КА СРНСС
являются комплексирование и совместная обработка информации СНС
и информации других навигационных систем и устройств. Этому способствует то обстоятельство, что на многих ЛА и других подвижных
объектах помимо аппаратуры потребителя СНС используются и другие средства навигации: инерциальные навигационные системы и инерциально-доплеровские навигационные системы (ИНС) и (ИДНС), курсо-допплеровские и курсо-воздушные системы счисл?
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
6
Размер файла
690 Кб
Теги
nav, sputnik
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа