Author: Перова А.И. Харисова В.Н. Болдина В.А.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) космос космонавтика спутники издательство ипржр система глонасс
ISBN: 5-88070-004-6
Year: 1998
Text
ГЛОБАЛЬНАЯ СПУТНИКОВАЯ
РАДИОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА
ГЛОНАСС
Под редакцией
В. Н. Харисова, А. И. Перова, В. А. Болдина
Москва ИПРЖР 1998
УДК 629.78
ББК 39.67
Г-52
Авторы:
В. А. Болдин, В. И. Зубинский, Ю. Г. Зурабов,
Н. Е. Иванов, А. В. Карпейкин, В. Я. Нартов,
И. Н. Мищенко, А. И. Перов, А. Е. Перьков,
Ю. А. Соловьев, В. А. Удалой, В. Н. Харисов,
В. М. Хроленко, М. С. Ярлыков
Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС/ По;
Г-52 ред. В. Н. Харисова, А. И. Перова, В. А. Болдина. — М.: ИПРЖР, 1998.
— 400 с. : ил.
ISBN 5-88070-004-6
Изложены принципы построения спутниковой радионавигационно
системы (СРНС) ГЛОНАСС, даны ее системные характеристики, а такж
основные характеристики подсистем космических аппаратов, наземног
сегмента и сегмента потребителей.
Предназначена для широкого круга специалистов, занимающихся раз
работкой, производством и эксплуатацией аппаратуры потребителе
СРНС ГЛОНАСС; может быть полезна также студентам и преподавателя:
высших учебных заведений при изучении дисциплин радиотехническог
профиля.
ISBN 5-88070-004-6
® 000”Лаборатория дистанционных измерений”, 1991
ПРЕДИСЛОВИЕ
Российская спутниковая радионавигационная система (СРНС) второго
поколения ГЛОНАСС продемонстрировала высокие точностные характеристи-
ки определения координат, скорости и времени воздушных, космических,
морских и наземных подвижных средств. В настоящее время она находится в
начале широкого практического освоения.
Система в состоянии обеспечить существенное повышение безопасности
движения транспортных средств, наиболее экономичное решение задачи ос-
воения удаленных, слабо изученных территорий и акваторий морей и океанов,
регулярность функционирования буровых и добывающих платформ на шельфе
и в открытом море, быстрый поиск и спасение терпящих бедствие и решать
многие другие задачи.
Наряду с аналогичной американской GPS (НАВСТАР) система ГЛО-
НАСС планируется международными организациями в качестве составной час-
ти перспективной глобальной навигационной спутниковой системы GNSS-1,
отличающейся большей точностью и надежностью.
Система ГЛОНАСС по точности использования предоставляемых миро-
вому сообществу сигналов превосходит аналогичные показатели GPHC GPS в
режиме селективного доступа. Одновременно самим своим существованием
ГЛОНАСС побуждает правительство США отказываться от ограничений на
использование системы GPS.
Эти обстоятельства предопределяют весьма устойчивый интерес различ-
ных специалистов, владельцев и эксплуатанционщиков транспортных средств,
геодезистов и землеустроителей к системе, ее элементам, возможностям и ха-
рактеристикам.
Необходимо отметить, что аналогичный интерес к СРНС GPS удовлетво-
ряется достаточно большим количеством изданий, среди которых “Интер-
фейсный контрольный документ GPS”, три больших монографии общим объе-
мом свыше 3000 страниц, ряд описаний системы и ее характеристик и ряд ру-
ководств по практическому применению системы.
Работа по популяризации и распространению информации о GPS допол-
няется регулярно проводимыми с 1984 г. компанией NAVTECH, а также позд-
нее — Группой AGARD НАТО специальными курсами лекций по системе и ее
применениям. Значительный вклад в дело распространения информации о
GPS вносит также периодический журнал “GPS World”.
В то же время по СРНС ГЛОНАСС опубликован сравнительно неболь-
шим тиражом “Интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС”. Часть ма-
териалов изложена в монографии В. С. Шебшаевича и др. “Сетевые спутнико-
вые радионавигационные системы”, которая стала уже библиографической
редкостью. Большое внимание в ней уделено системе GPS. Кроме того, про-
шедшее с момента последнего издания время обусловило необходимость су-
щественного обновления книги, многих корректировок и дополнений мате-
риалами статей и докладов, которые публикуются на регулярно проводящихся
конференциях и симпозиумах по спутниковым навигационным системам.
Таким образом, написание и издание специальной книги по СРНС
ГЛОНАСС представляется вполне актуальной и оправданной. Инициатором
написания такой книги выступил научно-технический центр “Интернави-
гация”.
Книга включает теоретические разделы, призванные предоставить чита-
телю в сжатом виде основы теории навигационных определений с использова-
нием навигационных спутников, материалы по облику и характеристикам сис-
темы ГЛОНАСС и ее элементов, по аппаратуре потребителей и применению
системы для навигации подвижных объектов и определения места и времени
наземными пользователями.
Книга состоит из введения и трех разделов основного материала, разде-
ленных на 16 глав.
Во вводной части содержатся исторические сведения о СРНС ГЛОНАСС
и требования, предъявляемые потребителями к спутниковым радионавигаци-
онным системам.
В разделе 1 (гл. 1—7) помещены материалы, формулирующие общие
принципы построения СРНС-,-методы решения навигационных, задач и оценки
точности определения навигационных параметров, используемые радиосигна-
лы, сообщения, методы кодирования информации.
Во разделе 2 (гл. 8—12) излагаются сведения о принципах построения и
структуре СРНС ГЛОНАСС и ее подсистем, приводятся характеристики сис-
темы и подсистем (подсистема космических аппаратов, наземный сегмент, ап-
паратура потребителей), рассматриваются вопросы использования системы
авиационными, морскими и наземными потребителями, описываются алго-
ритмы обработки сигналов и информации в аппаратуре потребителей и дается
информация о современных образцах такой аппаратуры.
В разделе 3 (гл. 13—16) рассматриваются вопросы развития СРНС ГЛО-
НАСС в части реализации дифференциального режима, фазовых методов из-
мерений, комплексной обработки и интегрирования информации СРНС ГЛО-
НАСС, GPS и других, в том числе автономных, средств, а также контроля це-
лостности сигналов системы.
В книге принята сквозная нумерация рисунков и формул по главам.
Список литературы приводится в конце каждой главы и включает только те
источники, на которые даются ссылки в тексте.
Предполагается, что материалы книги могут быть использованы при
подготовке других изданий, таких, как учебники для высших и средних специ-
альных учебных заведений, справочники, руководства по эксплуатации, техни-
ческие описания аппаратуры, а также при разработке вопросов взаимодейст-
вия аппаратуры потребителей и других технических средств подвижных объек-
тов, при отработке планов радионавигационного обеспечения стран и регио-
нов, постановке курсов лекций в системе учебных заведений и программ по-
вышения квалификации специалистов.
Книга рассчитана на специалистов в области навигации и смежных дис-
циплин, таких как штурманское обеспечение, геодезия и картография, земле-
устройство, мониторинг земной поверхности, аспирантов и студентов соответ-
ствующих высших и средних учебных заведений. Немало полезного в ней мо-
гут найти члены экипажей речных, морских и воздушных судов, работающих в
сложной навигационной обстановке.
В написании книги участвовали: В. А. Болдин (гл. 7, п. 12.8.3, § 12.9);
В. И. Зубинский (п. 12.8.4); Ю. Г. Зурабов (п. 12.8.2); Н. Е. Иванов (гл. 13);
А. В. Карпейкин (гл. 16); И. Н. Мищенко (п. 12.8.2); В. Я. Нартов (гл. 1—3,
7-10, п. 12.8.1); А. И. Перов (гл. 2-6, § 12.1-12.7, п. 12.8.4, § 12.9, гл. 14);
А. Е. Перьков (гл. 14); Ю. А. Соловьев (введение, § 11.1, 11.2, п. 12.7.5, §16.3);
В. А. Удалой (гл. 9); В. Н. Харисов (гл. 4-6, 8, § 12.1-12.7, гл. 14, 15);
В. М. Хроленко (п. 12.8.1); М. С. Ярлыков (§ 16.1, 16.2).
Редактирование книги выполнено В. Н. Харисовым, А. И. Перовым,
В. А. Болдиным.
Авторы выражают благодарность В. И. Денисову, А. И. Задорожному,
Ю. Г. Милову, Ю. В. Медведкову и Ю. А. Меркулову, оказавшим содействие в
опубликовании книги. В организации работы и подготовке материалов книги
активное, участие приняли следующие организации^ Отделение --Интернави-
гация” Международной Академии информатизации; Российское космическое
агентство; кафедра автоматизированных систем радионавигации и радиосвязи
ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского; кафедра радиотехнических систем Мос-
ковского энергетического института (технического университета); ООО “Лабо-
ратория дистанционных измерений”, Российский общественный институт на-
вигации. Материалы книги широко использовались при чтении лекций по со-
ответствующим курсам в ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского и в Московском
энергетическом институте (техническом университете).
Авторы будут признательны читателям за предложения и замечания по
улучшению содержания книги, которые следует направлять по адресу: 103031,
Москва, Кузнецкий мост, д. 20/6, ИПРЖР; E-mail: zaoiprzhr@glasnet.ru —
ИПРЖР; vhar@orc.ru — Харисов В. Н.; alexp@aha.ru — Перов А. И.
Авторы
6
Введение
ВВЕДЕНИЕ
1. Исторические сведения
Развитие отечественной спутниковой радионавигационной системы
(СРНС) ГЛОНАСС имеет уже практически сорокалетнюю историю, начало
которой положено, как чаще всего считают, запуском 4 октября 1957 г. в Со-
ветском Союзе первого в истории человечества искусственного спутника Зем-
ли (ИСЗ) [В.1, В.2]. Измерения доплеровского сдвига частоты передатчика
этого ИСЗ на пункте наблюдения с известными координатами позволили [В.2]
определить параметры движения этого спутника.
Обратная задача была очевидной: по измерениям того же доплеровского
сдвига при известных координатах ИСЗ найти координаты пункта наблюдения
[В.2, В.З].
В то же время, как свидетельствует [В.З], первое научно обоснованное
предложение об использовании ИСЗ для навигации родилось в Ленинграде
еще до запуска первого советского ИСЗ, в период проведения под руково-
дством проф. В. С. Шебшаевича в Ленинградской военно-воздушной инже-
нерной академии (ЛВВИА) им. А. Ф. Можайского в 1955—1957 гг. исследова-
ний возможностей применения радиоастрономических методов для самолето-
вождения [В.З]. Материалы исследований докладывались в октябре и декабре
1957 г. на межведомственной конференции и семинаре [В.4].
Научные основы низкоорбитальных СРНС были существенно развиты в
процессе выполнения исследований по теме “Спутник” (1958—1959 гг.), кото-
рые осуществляли ЛВВИА им. А. Ф. Можайского, Институт теоретической
астрономии АН СССР, Институт электромеханики АН СССР, два морских
НИИ и Горьковский НИРФИ. Работы проводились с участием крупных спе-
циалистов по аналитической механике (чл.-корр. АН СССР А. И. Лурье) и
расчетам орбит (проф. П. Е. Эльясберг). В коллективах этих организаций по
проблеме активно работали Ю. В. Батраков, Е. Д. Голиков, В. П. Зако-
лодяжный, Э. А. Жижемский, М. М. Кобрин, А. А. Колосов, Л. И. Кузнецов,
В. Ф. Проскурин, А. Н. Радченко, Н. К. Сергеев, Б. А. Смольников, Е. Ф. Су-
воров, В. А. Фуфаев, Г. И. Черепанов, Е. П. Чуров, В. И. Юницкий и др.
[В.З]. Основное внимание при этом уделялось вопросам повышения точности
навигационных определений, обеспечения глобальности, круглосуточности
применения и независимости от погодных условий.
Проведенные работы позволили перейти в 1963 г. к опытно-конструк-
торским работам над первой отечественной низкоорбитальной системой, по-
лучившей в дальнейшем название “Цикада”.
В создании этой системы приняли участие: Научно-производственное
объединение прикладной механики (НПО ПМ) — головная организация по
системе в целом и по разработке навигационных спутников (НС); Российский
научно-исследовательский институт космического приборостроения (РНИИ
КП) — головная организация по радиотехническому комплексу системы, раз-
работке бортовой космической и наземной радиотехнической аппаратуры, а
также бортовой аппаратуры морских судов; Российский институт радионави-
гации и времени (РИРВ) — разработчик бортовой космической аппаратуры
синхронизации и навигационной аппаратуры ряда типов морских судов, а
также другие предприятия космической, радиотехнической и судостроитель-
ной отраслей промышленности СССР.
Спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС запатентована в
Соединенных Штатах Америки [В.5].
Вот что писал в 1992 г. о решении этой задачи Генеральный конструктор
космических систем навигации и связи академик М. Ф. Решетнев [В.Ц: “Пол-
номасштабные работы по созданию отечественной навигационной спутнико-
вой системы были развернуты в середине 60-х годов, а 27.11.1967 года был вы-
веден на орбиту первый навигационный отечественный спутник (“Космос-
192”). Спутник и ракета-носитель были разработаны и изготовлены Красно-
ярским Научно-производственным объединением прикладной механики .
Навигационный спутник обеспечивал непрерывное в течение всего вре-
мени активного существования излучение радионавигационного сигнала на
частотах 150 и 400 Мгц. Среднеквадратическая погрешность местоопределения
по этому спутнику составляла 250 ... 300 м.
В 1979 г. была сдана в эксплуатацию навигационная система I-то поко-
ления “Цикада” в составе 4-х навигационных спутников (НС), выведенных на
круговые орбиты высотой 1000 км, наклонением 83° и равномерным распреде-
лением плоскостей орбит вдоль экватора. Она позволяет потребителю в сред-
нем через каждые полтора-два часа входить в радиоконтакт с одним из НС и
определять плановые координаты своего места при продолжительности нави-
гационного сеанса до 5 ... 6 мин.
В ходе испытаний было установлено, что основной вклад в погрешность
навигационных определений вносят погрешности передаваемых спутниками
собственных эфемерид, которые определяются и закладываются на спутники
средствами наземного комплекса управления. Поэтому наряду с совершенст-
вованием бортовых систем спутника и корабельной приемоиндикаторной ап-
паратуры, разработчиками системы серьезное внимание было уделено вопро-
сам повышения точности определения и прогнозирования параметров орбит
навигационных спутников.
Была отработана специальная схема проведения измерений параметров
орбит средствами наземно-комплексного управления, разработаны методики
прогнозирования, учитывающие все гармоники в разложении геопотенциала.
Большой вклад в повышение точности эфемерид навигационных спутни-
ков внесли результаты работ по программе геодезических и геофизических
исследований с помощью специальных геодезических спутников “Космос-842”
и “Космос-911”, которые были выведены на навигационные орбиты.
8 Введение
Это позволило уточнить координаты измерительных средств и вычислить
коэффициенты согласующей модели геопотенциала, предназначенной специ-
ально для определения и прогнозирования параметров навигационных орбит.
В результате точность передаваемых в составе навигационного сигнала собст-
венных эфемерид была повышена практически на порядок и составляет в на-
стоящее время на интервале суточного прогноза величину ® 70 ... 80 м, а
среднеквадратическая погрешность определения морскими судами своего ме-
стоположения уменьшилась до 80 ... 100 м.
Для оснащения широкого класса морских потребителей разработаны и
серийно изготавливаются комплектации приемоиндикаторной аппаратуры
“Шхуна” и “Челн”. Последняя имеет возможность работы и по спутникам
американской радионавигационной системы “Транзит”.
В дальнейшем спутники системы “Цикада” были дооборудованы прием-
ной измерительной аппаратурой обнаружения терпящих бедствие объектов,
которые оснащаются специальными радиобуями, излучающими сигналы бедст-
вия на частотах 121 и 406 Мгц. Эти сигналы принимаются спутниками систе-
мы “Цикада” и ретранслируются на специальные наземные станции, где про-
изводится вычисление точных координат аварийных объектов (судов, самоле-
тов и др.).
Дооснащенные аппаратурой обнаружения терпящих бедствие спутники
“Цикада” образуют системы “Коспас”. Совместно с американо-франко-ка-
надской системой “Сарсат” они образуют единую службу поиска и спасения,
на счету которой уже несколько тысяч «пасенных жизней.
Успешная эксплуатация низкоорбитальных спутниковых навигацион-
ных систем морскими потребителями привлекла широкое внимание к спутни-
ковой навигации. Возникла необходимость создания универсальной навига-
ционной системы, удовлетворяющей требованиям всех потенциальных потре-
бителей: авиации, морского флота, наземных транспортных средств и косми-
ческих кораблей.
Выполнить требования всех указанных классов потребителей пизкоорби-
тальные системы в силу принципов, заложенных в основу их построения, не
могли. Перспективная спутниковая навигационная система должна обеспечи-
вать потребителю в любой момент времени возможность определять три про-
странственные координаты, вектор скорости и точное время. Для получения
потребителей трех пространственных координат беззапросным методом требу-
ется проведение измерений навигационного параметра не менее чем до четы-
рех спутников, при этом одновременно с тремя координатами местоположения
потребитель определяет и расхождение собственных часов относительно шка-
лы времени спутниковой системы.
Исходя из принципа навигационных определений, выбрана структура
спутниковой системы, которая обеспечивает одновременную в любой момент
времени радиовидимость потребителей, находящимся в любой точке Земли, не
менее четырех спутников, при минимальной общем их количестве в системе.
Это обстоятельство ограничило высоту орбиты навигационных спутников
3
20 тыс. км, (дальнейшее увеличение высоты не ведет к расширению зоны ра-
диообзора, а, следовательно, и к уменьшению необходимого количества спут-
ников в системе). Для гарантированной видимости потребителем не менее че-
тырех спутников, их количество в системе должно составлять 18, однако оно
было увеличено до 24-х с целью повышения точности'определения собствен-
ных координат и скорости потребителя путем предоставления ему возможно-
сти выбора из числа видимых спутников четверки, обеспечивающей наивыс-
шую точность.
Одной из центральных проблем создания спутниковой системы, обеспе-
чивающей беззапросные навигационные определения одновременно по не-
скольких спутникам, является проблема взаимной синхронизации спутнико-
вых шкал времени с точностью до миллиардных долей секунды (наносекунд),
поскольку рассинхронизация излучаемых спутниками навигационных сигналов
в 10 нс вызывает дополнительную погрешность в определении местоположе-
ния потребителя до 10 ... 15 м.
Решение задачи высокоточной синхронизации бортовых шкал времени
потребовало установки на спутниках высокостабильных бортовых цезиевых
стандартов частоты с относительной нестабильностью 1-Ю-*3 и наземного
водородного стандарта с относительной нестабильностью 1 • 10-14, а также
создания наземных средств сличения шкал с погрешностью 3 ... 5 нс.
С помощью этих средств и специального математического обеспечения
производится определение расхождений бортовых шкал времени с наземной
шкалой и их прогнозирование для каждого спутника системы. Результаты
прогноза в виде поправок к спутниковым часам относительно наземных закла-
дываются на соответствующие спутники и передаются ими в составе цифровой
информации навигационного сигнала. Потребителями таким образом устанав-
ливается единая шкала времени. Расхождение этой шкалы с наземной шкалой
времени системы не превышает 15 ... 20 нс.
Второй проблемой создания высокоорбитальной навигационной системы
является высокоточное определение и прогнозирование параметров орбит на-
вигационных спутников.
Достижение необходимой точности эфемерид навигационных спутников
потребовало проведения большого объема работ по учету факторов второго
порядка малости, таких как световое давление, неравномерность вращения
Земли и движение ее полюсов, а также исключение действия на спутник в по-
лете реактивных сил, вызванных негерметичностью двигательных установок и
газоотделением материалов покрытий.
Для экспериментального определения параметров геопотенциала на ор-
биты навигационных спутников были запущены два пассивных ИЗС “Эталон”
(“Космос-1989” и “Космос-2024”), предназначенных для измерения парамет-
ров их движения высокоточными квантово-оптическими измерительными
средствами. Благодаря этим работам достигнутая в настоящее время точность
эфемерид навигационных спутников при прогнозе на 30 ч составляет: вдоль
орбиты -- 20 м; по бинормали к орбите — 10 м; по высоте 5 м (СКО).
10
Введение
Летные испытания высокоорбитальной отечественной навигационной
системы, получившей название ГЛОНАСС, были начаты в октябре 1982 г. за-
пуском спутника “Космос-1413”...”
В 1995 г. было завершено развертывание СРНС ГЛОНАСС до ее штат-
ного состава (24 НС). В настоящее время предпринимаются большие усилия
по поддержанию группировки.
Разработаны самолетная аппаратура АСН-16, СНС-85, АСН-21, наземная
аппаратура АСН-15 (РИРВ), морская аппаратура “Шкипер” и “Репер” (РНИИ
КП) и др. [В.6, В.7].
Работы по созданию спутниковых радионавигационных систем осущест-
влялись помимо НПО ПМ (руководители работ М. Ф. Решетнев, А. Г. Коз-
лов, Г. М. Чернявский, В. Ф. Черемисин) коллективами РНИИ КП (руко-
водители работ Л. И. Гусев, М. И. Борисенко, Н. Е. Иванов, В. А. Салищев),
РИРВ (руководители работ П. П. Дмитриев, А. Ф. Смирновский, Ю. Г. Гужва,
А. Г. Геворкян, Ю. М. Устинов, С. Н. Клюшников, И. В. Кудрявцев, Г. С. Це-
ханович, Б. В. Шебшаевич, В. Ю. Кутиков) при активном участии руководите-
лей и специалистов министерства общего машиностроения (ныне Российское
космическое агентство) Ю. П. Коптева, Ю. Г. Милова и Ю. В. Медведкова,
научно-исследовательскими учреждениями министерств обороны, гражданской
авиации, морского флота, Управления по геодезии и картографии и др. [В.З].
Основным заказчиком и ответственным за испытания и управление сис-
темами являются Военно-космические силы РФ.
Механизм государственного контроля и координации работ по СРНС
ГЛОНАСС осуществляется на межведомственной основе Координационным
Советом, созданным в соответствии с Постановлением Правительства РФ
№ 237 от 7 марта 1995 г. Рабочим органом Координационного совета опреде-
лен научно-технический центр “Интернавигация”.
В рассматриваемый период времени в США также проведены интенсив-
ные разработки СРНС. В 1958 г. в рамках создания первого поколения атом-
ных ракетных подводных лодок “Полярис” была создана система “Транзит”
(аналог СРНС ’’Цикада”), введенная в строй в 1964 г. [В.8].
В начале 70-х годов начаты работы по созданию СРНС второго поколе-
ния — ОР8/“Навстар” (аналога отечественной системы ГЛОНАСС). Спутни-
ковая радионавигационная система GPS полностью развернута в 1993 г.
В соответствии с Постановлением Правительства РФ № 237 от 7 марта
1995 г. основными направлениями дальнейших работ являются [В.9|:
модернизация СРНС ГЛОНАСС на основе модернизированного спутника
ГЛОНАСС-М с повышенным гарантийным сроком службы (пять лет и более
вместо трех в настоящее время) и более высокими техническими характери-
стиками, что позволит повысить надежность и точность системы в целом;
внедрение технологии спутниковой навигации в отечественную эконо-
мику, науку и технику, а также создание нового поколения навигационной
аппаратуры потребителей, станций дифференциальных поправок и контроля
целостности;
разработка и реализация концепции российской широкозонной диффе-
ренциальной подсистемы на базе инфраструктуры Военно-космических сил и
ее взаимодействия с ведомственными региональными и локальными диффе-
ренциальными подсистемами, находящимися как на территории России, так
и за рубежом;
развитие сотрудничества с различными международными и зарубежными
организациями и фирмами в области расширения использования возможно-
стей навигационной системы ГЛОНАСС для широкого круга потребителей;
решение вопросов, связанных с использованием совместных навигаци-
онных полей систем ГЛОНАСС и GPS в интересах широкого круга потреби-
телей мирового сообщества [В.9]: поиск единых подходов к предоставлению
услуг мировому сообществу со стороны космических навигационных систем;
согласование опорных систем координат и системных шкал времени; выра-
ботка мер по недопущению использования возможностей космических навига-
ционных систем в интересах террористических режимов и группировок.
Работы в указанных направлениях ведутся в соответствии с требования-
ми, выдвигаемыми различными потребителями (воздушными, морскими и
речными судами, наземными и космическими средствами, топогеодезически-
ми, землеустроительными и другими службами).
2. Требования к спутниковым радионавигационным
системам
До последнего времени создание СРНС осуществлялось в соответствии с
требованиями, определяемыми их первоначальным целевым предназначением.
Общими при этом были качественные требования глобальности, независимо-
сти от гидрометеорологических условий, подстилающей поверхности, рельефа
местности, окружающей растительности, застройки, времени суток и года, не-
прерывности, неограниченной пропускной способности, практической незави-
симости от высоты над поверхностью земли и других условий движения опре-
деляющегося объекта, помехозащищенности и др.
Изучение потребностей гражданских пользователей также указывает на
необходимость иметь эти свойства. Однако использование СРНС в интересах
местоопредсления и навигации гражданских объектов (самолетов и вертоле-
тов, морских и речных судов, автомобилей, топопривязчиков и др.) выдвигает
и новые более высокие требования, вытекающие’из необходимости обеспече-
ния безопасности и экономичности движения, а также решения специальных
задач (наблюдение, аэрофотосъемка, поиск полезных ископаемых, поиск и
спасение терпящих бедствие транспортных средств и людей).
Требования к точностным характеристикам, таким как среднеквадрати-
ческие ошибки (СКО) определения навигационных параметров, показателям
надежности навигационного обеспечения и др., следующие:
12
Введение
доступность (готовность), мерой которой является вероятность работо-
способности радионавигационных систем (РНС) перед выполнением той или
иной задачи и в процессе ее выполнения;
целостность, мерой которой является вероятность выявления отказа в
течение времени, равного заданному или менее;
непрерывность обслуживания, мерой которой служит вероятность работо-
способности системы в течение наиболее ответственных отрезков времени
движения (выполнения задачи).
Требования к навигационному обеспечению различных гражданских объ-
ектов, осуществляемому, в частности, с помощью СРНС, впервые в нашей
стране сформулированы, обобщены и приведены в Российском радионавига-
ционном плане [В. 10], подготовленном с участием специалистов заинтересо-
ванных ведомств и служб. Они учитывают также положения документов таких
международных организаций, как ИКАО (Международная организация граж-
данской авиации), ИМО (Международная морская организация), а также ряда
национальных радионавигационных планов других стран, например, США
IB.11].
Требования к навигационному обеспечению воздушных судов
Эти требования определяются в. пер„вую_рчередь_ необходимостью обеспе-
чения безопасности полетов воздушных судов (ВС) в условиях сложившейся
структуры деления воздушного пространства. В соответствии с этим рассмат-
риваются различные этапы полета: по трассам, воздушным линиям, в аэро-
дромной или аэроузловой зоне, взлет, заход на посадку и посадка, пробег по
взлетно-посадочной полосе (ВПП) и руление по рулежным дорожкам.
В табл.1 приведены требуемые СКО определения плановых координат и
высоты полета ВС (абсолютной — по трассам и местным линиям, геометриче-
ской — при заходе на посадку) [В. 10].
Требуемые показатели даны для основных решаемых задач, таких как
маршрутный и специальный полеты, полет в зоне аэродрома, заход на посад-
ку. Для захода на посадку по категориям ИКАО указаны высоты над ВПП, на
которых должна осуществляться проверка точностных характеристик.
Требования к доступности зависят от этапов полета и интенсивности
воздушного движения. Численные значения доступности при маршрутных
полетах составляют 0,999 ... 0,99999; при полете в зоне аэродрома и некатего-
рированном заходе на посадку — 0,99999. Требования по доступности для за-
хода на посадку и посадки по категориям ИКАО соответствуют требованиям к
системам инструментальной посадки. Численные значения их близки к едини-
це [В. 10].
Требования к целостности для маршрутных полетов, полетов в зоне аэ-
родрома и некатегорированному заходу на посадку составляют 0,999 при до-
пустимом времени предупреждения соответственно 10, 10 и 2 с, а для захода
на посадку и посадки по I, II и III категориям ИКАО — 0,999999,
0,9999999 и 0,9999999995 при допустимом времени предупреждения не более
1 с [В. 10].
Таблица 1. Требования к точности определения координат
и высоты полета ВС
Решаемые задачи Зоны полета Точность определения (СКО), м
координат ВЫСОТЫ
Маршрутный полет Над океаном (безориен- тирная местность) Трассы шириной 20 км Трассы шириной 10 км Местные воздушные ли- нии: I категории II категории 5800 2500 1250 500 250 30 ... 40 30 ... 40 30 ... 40 30 ... 40 1 30 ... 40 1
Полет в зоне аэродрома — 200
Специальные полеты 1 (разведка полезных иско- 1паемых, поиск и спасение 1и др.) 1 ... 10
ЦНекатегорированныЙ заход 1 на посадку 50
Заход на посадку : по I категории, /7=30 м по II категории, /7=15 м но III категории, /7=2,4 м I1 1 1 4,5 ... 8,5 2,3 ... 2,6 2,0 1,5 ... 2 0,7 ... 0,85 “ 0,2 ... 0,3
В [В. 12—В. 14] приведены несколько иные требования, основанные
на концепции требуемых навигационных характеристик (ТНХ или RNP), раз-
виваемой ИКАО. Эти требования пока находятся в процессе обоснований и
согласований, поэтому здесь они приводятся лишь для иллюстрации подходов
и возможных уровней значений, утвержденных в будущем (табл.2).
Таблица 2. Требования к точности выдерживания траектории
захода на посадку
Категория Туннель Вероятность решения задачи Границы уклонений, м Высота Н, м, более
боковых вертикальных
I Внутренний Внешний 0, 95 (1 ... 3,3)-10'7 ± 40 ± 121 ±12 ±37 60 60
II Внутренний Внешний 0,95 (1 ... 3,3) 10“8 ±21 ± 64 + 4,6 ±14 30 30
III Внутренний Внешний 0,95 (1... 1,5) • 10-’ ±15 ±46 ±1,5 ±4,6 15 15
Требования к точности боковых и вертикальных уклонений при катего-
рированных заходах на посадку представляются в виде границ внешнего и
внутреннего “туннелей”, внутри которых должен оставаться снижающийся по
глиссаде самолет с заданными вероятностями.
*14 ' 1 ‘ . Bl 1ение
Границы “туннелей” представляют собой предельные значения суммы
погрешностей определения координат (в боковом канале) и высоты, а также
соответствующих ошибок управления. Сравнение численных значений, приве-
денных в табл. 1 и 2, показывает, что они не противоречат одно другому.
В [В. 14—В. 15] даны несколько иные значения надежностных характери-
стик (табл. 3) захода на посадку по категориям ИКАО, уровни которых однако
соответствуют приведенным выше из |В.1О].
Требования, приведенные в табл. 1—3, относятся к точности и надежно-
сти определения координат на различных этапах полета ВС. Следует отме-
тить, что совершенствование процедур и методов управления полетом мбжет
привести к обоснованию и формулировке требований к точности определения
составляющих скорости и, возможно, времени. Это, в частности, относится к
разработке и использованию алгоритмов управления движением
Таблица 3. Требования к надежности при заходе
на посадку по категориям ИКАО
Категория Доступ- ность Целостность Непрерывность Высота Н, I м, более 1
I 0,9975 Г < 6 с (1... 33) 10”7 1-10~5в течение 15 с 1-104 в течение 150 с 60
11 0,9985 Г<2с (1 ... 33) КГ8 (1 ... 1,4) • 10^ в течение 15с (1 ... 1,4)-10~5 в течение 165 с 30-
III 0,999 Т< 1 с (1... 1,5)109 (1 ... 4)-КГ6 в течение 30 с 15
конфликтующих ВС в задаче предотвращения столкновений ВС в воздухе, а
также в задаче предупреждения столкновений ВС с наземными объектами и
для обеспечения более комфортных условий посадки.
Требования к навигационному обеспечению морских судов
Требования к навигационному обеспечению морских судов (МС),
предъявляемые сейчас и к СРНС, вытекают из необходимости обеспечения
безопасности и экономичности плавания, которые зависят от районов и эта-
пов судовождения [В. 10]:
открытое море (океан);
прибрежные зоны (на удалении менее 50 миль от берега);
узкости, входы в порты и гавани;
акватории портов.
Международные требования к точности и надежности навигационного
обеспечения морских судов в зависимости от районов плавания определяются
ИМО. Требования к навигационному обеспечению судоходства при входах в
) J - i L. ). > y ; xJ
порты, гавани, в узкостях и акваториях портов определяются соответствующи-
ми национальными администрациями.
В табл. 4 приведены обобщенные требования к навигационному обеспе-
чению морских судов [B.1OL Необходимо отметить, что приведенные требова-
ния находятся в состоянии перманентных корректировок и уточнений, в ос-
новном, в сторону их повышения. Это объясняется постоянно возрастающей
ценой навигационных ошибок, особенно в условиях роста тоннажа танкеров,
опасности и стоимости последствий возможных экологических катастроф из-
за столкновений с препятствиями и посадками на мель. Всем памятны катаст-
рофы с танкерами “Экссон Валдис” и “Находка”. Последняя помимо загряз-
нения района катастрофы привела к серьезному напряжению при обеспечении
жизни всего региона Камчатки. Огромный общественный резонанс вызвала
катастрофа пассажирского судна “Адмирал Нахимов”, повлекшая за собой
смерть сотен людей, которой можно было бы избежать при более совершен-
ном навигационном обеспечении.
Таблица 4. Требования к точности и надежности определения
координат морских судов
Решаемая задача Погрешность опреде- ления (СКО), м Доступность Целостность*
Плавание в откры- том-море (океане) 1400 ... 3700 0;99 0,99
Плавание в при- брежной зоне 100 ... 60 0,99 ... 0,997“ 0.99
Прохождение узко- стей, заходы в порты менее 20 0,99 ... 0,997“ 0,99
Маневрирование в портах 8 0,997 0,99
Картография н океанография 0,25 ... 5 0,99 0,9 ... 0,99
Геологоразведка, добыча полезных ископаемых 1 ... 5 0,99 0,9 ... 0,99
* Допустимое время предупреждения находится в пределах единиц секунд — единиц минут в зависимости от задачи и типа МС 1 •* Значения 0,997 относятся к МС большого тоннажа
Велика также роль определения точного местоположения при проведе-
нии народнохозяйственных работ на шельфе, таких как геологоразведка и до-
быча полезных ископаемых.
Для обеспечения и экономичности движения МС пока не сформулиро-
ваны требования к определению скорости и времени. Однако представляется,
что качественное решение задачи проводки большегрузных танкеров в узко-
стях, посадки ВС (вертолета) на палубу МС в условиях сильного волнения и
шторма может быть осуществлено лишь при получения качественной инфор-
мации о горизонтальных и вертикальной составляющих скорости МС.
Добавим, что точная корректировка шкалы времени МС может позво-
лить эффективно решать задачи обеспечения надежного опознавания, связи и
16 Введение
т. д., а для решения задача буксировки по морю высотных платформ для добы-
чи полезных ископаемых может потребоваться и информация о пространст-
венной ориентации объекта с точностью (СКО) до единиц — долей угловых
минут.
Требования к навигационному обеспечению судов речного флота
Требования к навигационному обеспечению плавания судов по рекам и
озерам в первой редакции Российского радионавигационного плана не были
сформулированы [В. 10] и в настоящее время находятся в стадии обоснования.
Предварительно они могут быть определены по аналогии с требования-
ми к навигационному обеспечению МС при плавании в прибрежной зоне
(СКО определения координат 100 ... 460 м, доступность и целостность соот-
ветственно 0,99 ... 0,997 и 0,99) и при прохождении узкостей и маневрирова-
нии в портах (СКО определения координат менее 8 ... 20 м, доступность и
целостность соответственно 0,99 ... 0,997 и 0,99). Для речных судов помимо
определения точного местоположения важно иметь и базу данных (БД) с циф-
ровым описанием фарватера и различного рода препятствий, отмелей, поро-
гов, рифов и т. д.
Требования к навигационному обеспечению лаземвых объектов
К наземным объектам относятся автомобильный и железнодорожный
транспорт, объекты геологоразведывательных подразделений, топогеодезиче-
ских и землеустроительных служб. Для обычных транспортных средств требуе-
мая СКО определения координат находится в пределах единиц метров — еди-
ниц километров [В. 10], причем при необходимости, например обеспечения
точной ориентировки в городе, соответствующая точность равна единицам —
первому десятку метров. При этом определение точного местонахождения
должно комбинироваться с использованием БД городской застройки.
Учитывая возможности навигационного обеспечения с помощью СРНС,
в качестве современного требования для автомобильного транспорта следует
считать СКО определения местонахождения, равную 10 ... 50 м.
Требования геологоразведки и добычи полезных ископаемых, а также
привязки наземных радиосредств составляют 1 ... 5 м, а необходимая СКО
проведения топогеодезических и землеустроительных работ — 0,01 ... 5 м.
Требования к надежности определения места наземных объектов, как правило,
не заданы [В. 10]. Исключение составляют требования по доступности для гео-
логических работ, добычи полезных ископаемых и геодезической привязки,
которая составляет 0,95.
С учетом условий, при которых используются наземные средства, специ-
альные требования к определению скорости, как правило, не выдвигаются.
Однако ряд служб и систем нуждаются в едином точном времени. Такая
необходимость возникает при управлении разнесенными в пространстве объ-
ектами; при испытаниях, синхронизации систем связи, опознавания; прове-
дении тонких научных исследований и т. д. Требуемая точность может соста-
вить десятки (и даже единицы) наносекунд (по крайней мере в относительном
режиме). .
При строительстве и топогеодезических работах в ряде случаев также
требуется информация о пространственной ориентации объектов в условиях
ограниченной видимости с СКО до единиц — долей угловых минут.
Требования к навигационному обеспечению космических средств
Точность навигационного обеспечения космических средств (КС) задана
на уровне 300 ... 3000 м при доступности 0,95 ... 0,997 [В. 10] и, по всей види-
мости, будет в дальнейшем уточняться до нескольких десятков (и возможно,
единиц) метров при решении, например, задачи экстренной посадки на на-
земный аэродром в условиях категорий ИКАО (см. табл. 1). Достаточно высо-
кие требования предъявляются к точности определения скорости (на уровне
нескольких сантиметров в секунду), которая необходима, в частности, при
сближении и стыковке космических средств.
Литература
В.1. Решетнев М. Ф. Развитие спутниковых радионавигационных систем// Инф.
бюллетень НТЦ "Интернавигация”, 1992, с. 6—10.
В.2. Parkinson В. W. A History of Satellite Navigation// Navigation (USA), Spring,
1995, vol. 42, no. 1, pp. 109—164.
B.3. Шебшаевич В. С. Развитие теоретических основ спутниковой радионавигации
ленинградской радиокосмической школой// Радионавигация и время, РИРВ, 1992, № 1,
с. 6-9.
В.4. Шебшаевич В. С. Основные возможности использования ИСЗ для ра-
дионавигации самолетов: Докл. на семинаре ЛВВИА 25.12.57// Информационный сбор-
ник, Л., 1958, № 33.
В.5 Pat. 5,331,329 (US), Jul. 19. 1994, Int. Cl.5 G01S 5/02$ H04B 15/00. Satellite-
aided Radio Navigationing Metod and Radio Navigation System Therefor.
B.6. Кудрявцев И. В., Клюшников С. Н. и др. Результаты испытаний аппаратуры по-
требителей системы ГЛОНАСС// Радионавигация и время, РИРВ, 1992, № 1, с. 57—59.
В.7. Кудрявцев И. В., Клюшников С. Н, Федотов Б. Д. Перспективная авиационная
спутниковая аппаратура потребителей, работающая по сигналам систем ГЛО-
НАСС/GPS// Радионавигация и время, РИРВ, 1992, № 1, с. 60—63.
В.8. Макода В. С. Тенденции развития спутниковых навигационных систем в
США// Навигация и гидрография, ГОСНИНГИ, 1995, № 1, с. 26—128.
В.9. Гусев Ю., Лебедев М. Перспективы развития спутниковой навигационной сис-
темы ГЛОНАСС и ее интеграция с зарубежными навигационными средствами//Тр. Меж-
дународной конференции “Глобальная радионавигация”, М., 1995, с. 5.1—5.13.
В.10. Российский радионавигационный план// НТЦ “Интернавигация”, М., 1994.
В.И. Федеральный радионавигационный план США// МТ и МО США, 1994.
В.12. Материалы особого совещания по связи/производству полетов 27.3 —
7.4.95// ИКАО, 1995.
В.13. All Weather Operations Panel (AWOP)// 15 Meeting, Montreal, ICAO, 26.9. —
12.10.1994.
B.14. Kelly R. J, Davis J. Required Navigation Performance (RNP) for Pre-cision Ap-
proach and Landing with GNSS Application// Navigation (USA), 1994, no. 1, pp. 1—30.
B.15. Blomenhofer H., Meyer-Hilberg J. Availability and Accuracy During Precision Ap-
proaches and Automatic Landings// 5-th Intern. Conf, on Differential Satellite Navigation
Systems, St. Petersburg, 1996, Add. vol., Paper № 43.
Раздел 1
ОБЩИЕ ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ СПУТНИ-
КОВЫХ РАДИОНАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ
Г л а в а 1
Структура спутниковых радионавигационных
систем
1.1. Общие сведения
Структура, способы функционирования и требуемые характеристики
подсистем СРНС во многом зависят от заданного качества навигационного
обеспечения и выбранной концепции навигационных измерений [1.1 —1.6].
Для достижения таких важнейших качеств, как непрерывность и высокая точ-
ность навигационных определений, в глобальной рабочей зоне в составе со-
временной СРНС типа ГЛОНАСС и GPS функционируют три основные под-
системы [ В.2, 1.5} (рис. 1.1):
Рис. 1.1. Глобальная спутниковая радионавигационная система
космических аппаратов (ПКА), состоящая из навигационных ИСЗ (в
дальнейшем ее называем сетью навигационных спутников (НС) или космиче-
ским сегментом);
\.2.11рдсистема космических аппаратов ’' 1 1 19
контроля и управления (ПКУ) (наземный командно-измерительный
комплекс (КИК) или сегмент управления);
аппаратура потребителей (АП) СРНС (приемоиндикаторы (ПИ) или сег-
мент потребителей). Разнообразие видов приемоиндикаторов СРНС обеспечи-
вает потребности наземных, морских, авиационных и космических (в преде-
лах ближнего космоса) потребителей.
Основной операцией, выполняемой в СРНС с помощью этих сегментов,
является определение пространственных координат местоположения потреби-
телей и времени, т. е. пространственно-временных координат (ПВК). Эту опе-
рацию осуществляют в соответствии с концепцией независимой навигации,
предусматривающей вычисление искомых навигационных параметров непо-
средственно в аппаратуре потребителя [1.4, 1.6]. В рамках этой концепции в
СРНС выбран позиционный способ определения местоположения потребите-
лей на основе беззапросных (пассивных) дальномерных измерений по сигна-
лам нескольких навигационных искусственных спутников Земли с известны-
ми координатами.
Выбор концепции независимой навигации и использование беззапрос-
ных измерений обеспечили возможность достижения неограниченной пропу-
скной способности СРНС. По сравнению с зависимой навигацией, не преду-
сматривающей процедуры вычислений ПВК в ПИ СРНС, произошло усложне-
ние аппаратуры потребителей. Однако современные достижения в области
технологий сделали возможной реализацию таких подходов при решении про-
блемы навигационных определений в СРНС.
Высокая точность определения местоположения потребителей обуслов-
лена многими факторами, включая взаимное расположение спутников и пара-
метры их навигационных сигналов. Структура космического сегмента обеспе-
чивает для потребителя постоянную видимость требуемого числа спутников.
В настоящее время считается целесообразным введение в состав СРНС
региональных дополнительных систем, обеспечивающих реализацию наиболее
строгих требований потребителей 11.5]. Эти структуры позволяют существенно
повысить точность обсерваций, обнаруживать и идентифицировать нарушения
в режимах работы СРНС, недопустимое ухудшение качества ее функциониро-
вания и своевременно предупреждать об этом потребителей, т. е. они могут
осуществлять контроль целостности системы и поддерживать режим диффе-
ренциальных измерений (см. гл. 11) [1.5].
1.2. Подсистема космических аппаратов
Подсистема космических аппаратов СРНС состоит из определенного
числа навигационных спутников. Основные функции НС — формирование и
излучение радиосигналов, необходимых для навигационных определений по-
требителей СРНС, контроля бортовых систем спутника подсистемой контроля
и управления СРНС С этой целью в состав аппаратуры НС обычно включают:
радиотехническое оборудование (передатчики навигационных сигналов и те-
20 Глава!. Стру.гур» спутниковых радионавигационных систем
леметрической информации, приемники данных и команд от КИК, антенны,
блоки ориентации), ЭВМ, бортовой эталон времени и частоты (БЭВЧ), сол-
нечные батареи и т. д. Бортовые эталоны времени и частоты обеспечивают
практически синхронное излучение навигационных сигналов всеми спутника-
ми, что необходимо для реализации режима пассивных дальномерных измере-
ний в аппаратуре потребителей.
Навигационные сигналы спутников содержат дальномерные компоненты
и компоненты служебных сообщений. Первые используют для определения в
аппаратуре потребителей СРНС навигационных параметров (дальности, ее
производных, ПВК и т. д.), вторые — для передачи потребителям координат
спутников, векторов их скоростей, времени и др. Основная часть служебных
сообщений спутника подготовлена в наземном командно-измерительном ком-
плексе и передана по радиолинии на борт спутника. И только небольшая их
часть формируется непосредственно бортовой аппаратурой.
Дальномерные компоненты навигационных сигналов содержат две со-
ставляющие, отличающиеся обеспечиваемой ими точностью. навигационных
определений (стандартной и более высокой). В аппаратуре гражданских потре-
бителей обрабатывается сигнал стандартной точности. Для использования сиг-
нала высокой точности требуется санкция военных органов [1.2, 1.6J.
Выбор состава и конфигурации орбитальной группировки НС может
обеспечить заданную-рабочую зону; возможность реализации различных мето-
дов навигационно-временных определений (НВО), непрерывность и точность
НВО, диапазон изменения параметров радиосигналов НС и т. д. Например,
увеличение высоты полета НС современных средневысотных СРНС до при-
мерно 20 000 км позволяет принимать сигналы каждого НС на значительных
территориях (приблизительно на половине поверхности Земли). И тогда не-
сколько НС, расположенных на определенных орбитах, могут формировать
сплошное, с точки зрения наземного и авиационного потребителя, радиона-
вигационное поле (глобальную рабочую зону).
Соответствующие характеристики сигналов НС и способы их обработки
позволяют проводить навигационные измерения с высокой точностью.
В современных СРНС типа ГЛОНАСС и GPS большое внимание уделя-
ется взаимной синхронизации НС по орбитальным координатам и излучаемым
сигналам, что обусловило применение к ним термина “сетевые СРНС”.
1.3. Наземный командно-измерительный комплекс
Подсистема контроля и управления представляет собой комплекс назем-
ных средств (командно-измерительный комплекс — КИК), которые обеспечи-
вают наблюдение и контроль за траекториями движения НС, качеством функ-
ционирования их аппаратуры; управление режимами ее работы и параметрами
спутниковых радиосигналов, составом, объемом и дискретностью передавае-
мой со спутников навигационной информации, стабильностью бортовой шка-
лы времени и др.
21
Обычно КИК состоит из координационно-вычислительного центра
(КВЦ), станций траекторных измерений и управления (СТИ), системного
(наземного) эталона времени и частоты (СЭВЧ).
Периодически при полете НС в зоне видимости СТИ, происходит на-
блюдение за спутником, что позволяет с помощью КВЦ определять и прогно-
зировать координатную и другую необходимую информацию. Затем эти данные
закладывают в память бортовой ЭВМ и передают потребителям в служебном
сообщении в виде кадров соответствующего формата.
Синхронизация различных процессов в СРНС обеспечивается с помо-
щью высокостабильного (атомного) системного эталона времени и частоты,
который используется, в частности, в процессе юстировки бортовых эталонов
времени и частоты навигационных спутников СРНС.
1.4. Навигационная аппаратура потребителей СРНС
Приемоиндикаторы СРНС, состоящие из радиоприемника и вычислите-
ля, предназначены для приема и обработки навигационных сигналов спутни-
ков с целью определения необходимой потребителям информации (прост-
ранственно-временных координат, направления и скорости, пространственной
ориентации и т. п.).
Пространственное положение потребителя обычно определяется в прие-
моиндикаторе в два этапа: сначала определяются текущие координаты спутни-
ков и первичные навигационные параметры (дальность, ее производные и др.)
относительно соответствующих НС, а затем рассчитываются вторичные —
географическая широта, долгота, высота потребителя и т. д.
Сравнение текущих координат потребителей с координатами выбранных
навигационных точек (точек маршрута, реперов и т. п.) позволяет сформиро-
вать в ПИ сигналы для управления различными транспортными средствами.
Вектор скорости потребителя вычисляют путем обработки результатов измере-
ний доплеровских сдвигов частоты сигналов НС с учетом известного вектора
скорости спутника. Для нахождения пространственной ориентации потребите-
ля в приемоиндикаторе СРНС осуществляются разностные измерения с ис-
пользованием специальных антенных решеток.
1.5. Взаимодействие подсистем СРНС в процессе
определения текущих координат спутников
Способ функционирования современных СРНС позволяет отнести их к
радиомаячным навигационным средствам. Однако необходимость постоянного
определения текущих координат НС и выбора из них видимых потребителю
НС и рабочего созвездия исправных НС существенно отличает СРНС от тра-
диционных радиомаячных РНС (РСБН, РСДН), в которых координаты радио-
маяков известны и постоянны. Непрерывное нахождение текущих координат
22 Г л а в a 1. Огруктура спутниковых ркущонавипщионных систем
НС, движущихся с большими изменяющимися во времени скоростями, пред-
ставляет собой сложную задачу.
Координаты НС могут быть определены в общем случае на КИК или не-
посредственно на спутнике (самоопределяющиеся НС) [1.4J. В настоящее вре-
мя отдается предпочтение первому подходу. Это связано с тем, что существуют
хорошо апробированные на практике методы и средства решения этой про-
блемы в наземных условиях. В современных СРНС управление НС осуществ-
ляется с ограниченных территорий и, следовательно, не обеспечивается по-
стоянное взаимодействие КИК и сети НС. В связи с этим Выделяют два этапа
решения этой задачи [1.6]. На первом этапе в аппаратуре КИК измеряют ко-
ординаты спутников в процессе их пролета в зоне видимости и вычисляют па-
раметры их орбит. Эти данные прогнозируются на фиксированные (опорные)
моменты времени, например на середину каждого получасового интервала
предстоящих суток, до выработки следующего прогноза. Спрогнозированные
координаты НС и их производные (эфемериды [1.2]) передаются на НС, а затем
в виде навигационного (служебного) сообщения, соответствующего указанным
моментам времени, потребителям. На втором этапе в аппаратуре потребителя
по этим данным осуществляется последующее прогнозирование координат НС,
т. е. вычисляются текущие координаты НС в интервалах между опорными точ-
ками траектории. Процедуры первичного и вторичного прогнозирования коор-
динат проводят при известных закономерностях движения- НС.
В отличие от самоопределяющихся НС [1.4], рассмотренный вариант
функционирования СРНС обеспечивает упрощение аппаратуры спутников за
счет усложнения структуры КИК с целью достижения заданной надежности.
Заметим, что в навигационное сообщение НС КИК, кроме того, закла-
дывает альманах [1.2] — набор справочных сведений о всей сети НС, в том
числе загрубленные эфемериды НС, которые обычно используются для опреде-
ления видимых потребителю НС и выбора рабочего созвездия, обеспечиваю-
щего высокое качество НВО. Темп обновления точной эфемеридной инфор-
мации (ЭИ) значительно выше, поэтому ее часто называют оперативной ЭИ в
отличие от долговременной ЭИ в альманахе.
Литература
1.1. Волков Н. М., Иванов И. Е., Салищев В. А., Тюбалин В. В. Глобальная спутни-
ковая радионавигационная система ГЛОНАСС// Успехи современной радиоэлектрони-
ки, 1997, № 1, с. 31-46.
1.2. Глобальная спутниковая навигационная система ГЛОНАСС// Интерфейсный
контрольный документ. — М.: ВКС РФ, 1995.
1.3. Шебшаевич В. С. Введение в теорию космической навигации. — М.: Сов. ра-
дио, 1971.
1.4. Сетевые спутниковые радионавигационные системы/ Под ред. Л. П. Дмитрие-
ва, В. С. Шебшаевича. — М.: Транспорт, 1982.
1.5. Сетевые спутниковые радионавигационные системы/ Под ред. В. С. Шебшае-
вича. — М.: Радио и связь, 1993.
1.6. Спутниковые радионавигационные системы. 4.1. Основы функционирования
подсистем/ Под ред. В. Н. Харисова. — М.: Изд-во ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1997.
/
. V
23
Глава 2
Шкалы времени
2.1. Единицы мер времени
Приведем основные понятия, относящиеся к единицам мер времени, ко-
торые используют для временной привязки сигналов СРНС, пространствен-
ного положения НС и т. д. [2.1—2.7].
Рассмотрим две группы единиц отсчета времени — астрономические и
неастрономические. Основной астрономической единицей времени являются
сутки (86 400 с) — интервал времени, за который Земля делает один полный
оборот вокруг своей оси относительно какой-либо фиксированной точки от-
счета на небесной сфере для наблюдателя, расположенного на одном и том же
меридиане. В зависимости от выбранной точки отсчета (точка весеннего рав-
ноденствия, центр видимого диска Солнца, "среднего Солнца" и т. д.) сутки
отличаются по длительности и имеют разное название. Звездные сутки Т3
(звездный период обращения Земли) отсчитываются между двумя последова-
тельными верхними положениями (кульминациями) точки весеннего равно-
денствия. Интервал времени от момента верхней кульминации этой точки,
выраженный в долях Т3, называют звездным временем. Обычно время, изме-
ренное на данном меридиане, называется местным временем данного меридиана,
т. е. в рассматриваемом случае местным звездным временем меридиана. Мест-
ное звездное время S измеряется часовым углом t точки весеннего равноден-
ствия у (точки Весны или точки Овна) относительно местного небесного
меридиана L (рис. 2.1). На рисунке показан вид северного полушария небес-
ной сферы сверху, где Рц — Северный полюс. Часовой угол аналогичен гео-
графической долготе, отсчитывается от небесного меридиана наблюдателя по
часовой стрелке и измеряется в часовой мере — часах, минутах, секундах.
Звездное время можно выразить и в угловых значениях с учетом того,
Рис. 2.1. Определение местного
звездного времени
что за 1 ч Земля поворачивается на 15®,
например местному звездному времени
S = 2 ч 3 мин 1 с соответствует угол,
равный 30°45'15".
Для точных расчетов следует учи-
тывать также, что ось вращения Земли
совершает медленное периодическое ко-
лебательное движение, состоящее из пре-
цессии (движение по конусу) и нутаций
(небольшие колебания) оси. Из-за пре-
24 Гл а в а 2. Шкалы времени^
цессии и нутаций точка Весны перемещается. Если учитывается только пре-
цессионное движение, то получаются среднее (равномерное) звездное время и
средние звездные сутки. Если же учитывается и нутация, то получается ис-
тинное звездное время. Местное звездное время, измеренное на Гринвичском
меридиане, называется обычно гринвичским звездным временем S.
Истинные солнечные сутки Тя отсчитывают по нижним кульминациям
центра видимого диска Солнца ("истинного Солнца"). Из-за неравномерности
движения Земли по орбите и непараллельности осей ее суточного и годичного
вращения Тя непостоянно, поэтому в повседневной жизни за основную еди-
ницу времени принимают средние солнечные сутки Гср, которые отсчитывают-
ся по нижним кульминациям "среднего Солнца" — гипотетической точки, рас-
считанной в предположении ее равномерного движения По орбите. "Среднее
Солнце" совершает один полный оборот по небесному экватору за такое же
время, как и настоящее Солнце по эклиптике, и проходит точку весеннего
равноденствия одновременно с Солнцем. Интервал времени от момента ниж-
ней кульминации "среднего Солнца", выраженный в долях Гср, называется
средним солнечным временем или средним временем. Местное среднее время изме-
ряется часовым углом "среднего Солнца" относительно местного меридиана,
увеличенным на 12 ч. Значение Тс$ соответствует среднему значению Тк
за год.
Подсчитано, что 24 ч звездного времени равны примерно 23 ч 56 мин
4,091 с среднего времени, т. е. Т3 » 86 164,091 с среднего времени.
Из-за неравномерности суточного вращения Земли звездные и солнеч-
ные сутки незначительно изменяются. Для точных расчетов введено равномер-
но текущее время — эфемеридное (предвычисленное) время ЕТ, где единица
меры времени — эфемеридная секунда, рассчитывается как 1/86400 доля сред-
ней продолжительности времени в определенный день 1900 г.
Создание сверхстабильных атомных эталонов частоты (времени) позво-
лило перейти к неастрономическому способу измерения времени и ввести ис-
кусственную единицу меры времени, не зависящую от особенностей вращения
Земли, — атомную секунду, близкую к эфемеридной. Атомная секунда принята
в качестве единицы измерения времени XIII Генеральной конференцией но
мерам и весам в 1967 г. Атомная секунда равна интервалу времени, в течение
которого совершается 9 192 631 770 колебаний, соответствующих резонансной
частоте энергетического перехода между уровнями сверхтонкой структуры ос-
новного состояния атома цезия—133 при отсутствии внешних воздействий
[2.4, 2.6[.
Атомная секунда является основой шкалы атомного времени АТ и при-
нята в настоящее время за единицу времени в системе СИ (вместо эфемерид-
ной секунды). Осреднение показаний различных атомных эталонов времени
позволило создать шкалу международного атомного времени TAI.
1 >!!!>)! !
2.2. Системы отсчета времени, используемые в СРНС 25
2.2. Системы отсчета времени, используемые в СРНС
Всемирное (гринвичское среднее солнечное) время UT (Universal Time).
Это время содержит год, месяц, число, час, минуту и секунду. Первые три ве-
личины отсчитываются по общепринятому (Григорианскому) календарю, ос-
тальные — по местному среднему времени на Гринвичском меридиане .
Эта система отсчета введена в 1928 г. III Генеральной ассамблеей Междуна-
родного астрономического союза.
Всемирное время /ру измеряется часовым углом "среднего Солнца" от-
носительно Гринвичского меридиана, увеличенным на 12 ч. Так как движение
полюсов Земли обусловливает изменение положения меридианов, то по степе-
ни учета возмущающих факторов различают следующие разновидности все-
мирного времени: UT0 — всемирное время, получаемое в результате текущих
астрономических измерений относительно неуточненного поправками Грин-
вичского меридиана; UT1 — всемирное время среднего Гринвичского мери-
диана, рассчитанное с учетом движения полюсов. Оно является основой для
измерения времени в повседневной жизни; UT2 — отличается от UT1 сезон-
ными поправками; UT1R — отличается от UT2 поправками на приливы.
Заметим, что UT равно местному среднему времени минус географиче-
ская долгота места наблюдателя Г; 5^ (гринвичское звездное время) равно
местному звездному времени 5 минус L, при этом восточная долгота L по-
ложительна, западная — отрицательна.
Всемирное координированное время UTC. Его обычно используют в по-
вседневной жизни, измеряется по атомным часам, показания которых перио-
дически (с периодом 0,5 ... 2,5 г.) корректируются на I с так, чтобы разность
(UT-UTC) не превышала 0,9 с. Сигналы UTC передаются по радиовещатель-
ным сетям. Разность (TAI-UTC) составляла +• 25 с на 1 января 1990 г. Досто-
инства UTC — сравнительно высокая равномерность шкалы, присущая атом-
ному времени; привязка к естественным природным процессам (восход, за-
ход), что характерно для солнечного времени.
Поясное время ZT. Это время содержит год, месяц и число, которые от-
считываются аналогично всемирному времени UT, часы, минуты и секунды —
как местное среднее время основного (центрального) географического мери-
диана рассматриваемого часового пояса /п по формуле ZT = UTC+Ди , где Ди
—номер часового пояса. Поясное время введено в большинстве стран с 1884 г.,
в России — с 1919 г. При этом поверхность Земли была разделена на 24 часо-
вых пояса, центральные меридианы которых отличаются по долготе на 15°
(I ч). Для Москвы Ди = 2 . Достоинство поясного времени — удобство исполь-
зования в повседневной жизни, так как не требует уточнения времени при со-
ответствующих перемещениях вдоль параллели.
Местное декретное время. Это время отличается от поясного времени ZT
на декретную добавку Д/^р , устанавливаемую для каждой местности законода-
26 ч ______ Г л а в а 2. Шкалы времени
J^BSSSS^^S ВВМВЯЯВЗНХГ ^ПВВВ^В^В ^^ВВМ^ПН^Р \^^аам*ц* *"^ESS5SflBB^^^* ^фВЙЙЕЯ^ВЯВ
1 ' 1
тельным порядком. В СССР это время существовало до 1981 г. В настоящее
время в России действует система летнего времени.
Летнее время. Это время гл = ZT+2 я. Обычно летнее время действует
ежегодно с 2 я ночи последнего воскресенья марта до 3 я ночи последнего
воскресенья сентября, когда вводится зимнее время /зим. Оно соответствует
существовавшему ранее декретному времени с добавкой Д/дКр=1 ч, т. е.
/зим =ZT + 1 ч. Декретное (летнее) время часового пояса с Лп = 2 называют
московским летним временем. Очевидно, что, например, в ноябре московское
время равно UTC+2 ч+1 ч, в мае — UTC+2 ч+2 ч.
Юлианский период. Полное обозначение заданных моментов времени с
помощью рассмотренных систем отсчета не всегда удобно и требует использо-
вания как минимум четырех чисел — год, месяц, число и часы с десятичными
долями, поэтому на практике применяют систему отсчета, называемую юлиан-
ским периодом, удобство которой состоит, в частности, в том, что счет теку-
щего времени ведется в днях (средних солнечных сутках с десятичными доля-
ми). Все дни в этом периоде пронумерованы по порядку независимо от при-
нятой календарной системы, номера года, месяца и т. д.
Счет дней, называемых юлианскими днями (JD), ведется от полудня
1 января 4713 г. до н. э. {начало юлианского периода) до заданного момента
времени. Общая длительность юлианского периода составляет 7 980 лет.
Юлианское столетие содержит 36 525 средних солнечных суток. Любой момент
времени в этой системе отсчета выражается числом, в котором целая часть —
число юлианских дней, прошедших до последнего среднего гринвичского по-
лудня, а дробная часть — интервал времени (в долях Тс — средних солнечных
суток), прошедший от этого полудня до рассматриваемого момента времени.
Пересчет даты общепринятого календаря в юлианскую дату (JD) произ-
водят по справочным таблицам или расчетным формулам. Так для периода
1990—1994 гг. пересчет заданного момента всемирного времени UT к юлиан-
ской дате JD можно выполнить по формуле [2.5] fjD = 2440000 +
+8kl +n+t[jr -0,5 , где /ит — часы, минуты и секунды всемирного времени, со-
ответствующие заданному моменту времени и пересчитанные в доли Тс; k, I, п
— год, месяц и число по общепринятому календарю; gu число, определяемое
на начало каждого месяца этого периода по данным таблицы
Год Число gfri по месяцам
1 2 3 4 5 6
1990 7892 7923 7951 7982 8012 8043
1991 8257 9288 8316 8347 8377 8408
1992 8622 8653 8682 8713 8743 8774
1993 8988 9019 9047 9078 9108 9139
1994 9353 9384 9412 9443 9473 9504
Год Число g£j по месяцам I
7 8 9 10 11 12
1990 8073 8104 8135 8165 8196 8226
1991 8438 9469 8500 8530 8561 8591
1992 8804 8835 8866 8896 8927 8957
1993 9169 9200 9231 9261 9292 9322
| 1994 9534 9565 9596 9626 9657 9687
Например, в юлианском периоде момент московского времени 9 ч
48 мин 1 января 1985 г. обозначается числом: 2 446 066,783 333 JD .
Для удобства начало отсчета юлианских дней иногда смешают на мо-
мент времени (эпоху), например, ноль часов всемирного времени 1 января
1900 г. (JD=2 415 020,0 ); на полночь 17 ноября 1858 г., смещая при этом на-
чало отсчета вперед на 2 400 000,5 JD (это начало модифицированного юлиан-
ского периода, дни которого обозначают MJD); на полдень 1 января 2000 г.
(JD=2 451 545), обозначаемый J20-00.
2.3. Шкалы времени СРНС
Спутниковая радионавигационная система является пространствейно-
временной системой с зоной действия, охватывающей все околоземное про-
странство, и функционирует в собственном системном времени. Важное место
в СРНС отводится проблеме временной синхронизации подсистем. Так, про-
странственно-временная привязка всех НС определяет заданную орбитальную
конфигурацию сети НС. Временная синхронизация важна и для обеспечения
заданной последовательности излучения сигналов всех НС. Она обусловливает
возможность применения пассивных дальномерных (псевдодальномерных) ме-
тодов измерений. При этом все подсистемы СРНС должны функционировать в
единой шкале времени (ШВ).
На практике реализовать это требование не реально, так как для его вы-
полнения в каждой подсистеме необходимо использовать однотипные высоко-
точные эталоны времени и частоты (ЭВЧ). Поэтому в современных СРНС вы-
деляются несколько ШВ, отличающихся стабильностью: системная ШВ
(СШВ); бортовая ШВ (БШВ) НС; шкала времени потребителя (ШВП).
Системная ШВ непосредственно или косвенно используется для времен-
ной привязки основных процессов во всех подсистемах СРНС. Она формиру-
ется и поддерживается наиболее стабильными датчиками времени, входящими
в подсистемы СРНС, — квантовыми системными эталонами времени и часто-
ты (СЭВЧ) наземного командно-измерительного комплекса, высокая стабиль-
ность которых обеспечивается специальными инженерно-техническими и ал-
горитмическими решениями. Например, при использовании системного эта-
лона, который воспроизводит единицу системного времени с относительной
погрешностью 110 13 , уход формируемой системной шкалы времени соста-
вит 3 мкс за год.
)
28
Г лава 2. Шкалы «ремейк
Бортовая ШВ спутника, к которой привязываются соответствующие на- '
вигационные сигналы НС, формируется квантовыми бортовыми ЭВЧ (БЭВЧ). .
Они работают в более неблагоприятных условиях, чем СЭВЧ, поэтому неиз- |
бежно расхождение между БШВ и СШВ. Шкала времени потребителя наибо- '
лее нестабильна и смещена относительно СШВ и БШВ, так как формируется
и поддерживается кварцевым опорным генератором, входящим в комплект
ПИ.
2.4. Синхронизация шкал времени
Командно-измерительный комплекс (КИК) обеспечивает синхрониза-
цию шкал времени всех НС путем их сверки и коррекции (непосредственной
и алгоритмической) [1.4, 1.5[.
Синхронизация бортовых шкал времени НС. Сверка шкал времени в
СРНС позволяет определить значение ухода БШВ относительно СШВ. В про-
цессе сверки по принятым на КИК навигационным сигналам НС измеряется
значение времени в БШВ на момент излучения сигнала спутником
В момент его приема расчетное время по БШВ
^БШВ ~ ^БШВ + ^рас + ^р.э + Л^ат + ^апп >
где Л/рас — время распространения сигнала от z'-ro НС до КИК; Д/р э — уход
БШВ из-за релятивистских эффектов, рассчитываемый с точностью до единиц
наносекунд; Д/ат — сдвиг определяемой БШВ из-за рефракции радиоволн в
атмосфере; Д/апп ~ прочие аппаратурные и методологические погрешности.
Уход БШВ относительно СШВ определяется при сравнении вычислен-
ного и скорректированного ZBUIB с известным системным временем tc.
В зависимости от процедуры нахождения величины дальности до z-ro НС
различают пассивные (СРНС типа GPS) и активные (СРНС типа ГЛОНАСС)
методы сверки ШВ. Активный (запросный) метод более прост и позволяет по-
лучать более точные результаты, но требует установки дополнительной аппа-
ратуры.
Коррекция БШВ производится обычно при ее уходе относительно СШВ,
превышающем допустимые значения. Коррекция выражается в совмещении
временных интервалов в БШВ и СШВ (процедура фазирования БШВ) и (или)
в уточнении их оцифровки (процедуры коррекции кода БШВ на целое число
единиц времени). Фазирование обеспечивает точность совмещения ШВ до
десятков наносекунд.
Длительные наблюдения за расхождением этих ШВ позволяют устано-
вить его закономерность и прогнозировать на требуемый момент времени с
соответствующей точностью. Прогнозирование систематической составляющей
ухода обеспечивает возможность осуществления алгоритмической коррекции
рЩВ, когда определяется модель ухода БШВ и ее параметры, т.е. частотно-
временные поправки, которые закладываются в память ЭВМ спутника с по-
мощью специальных станций КИК и в дальнейшем передаются потребителям
совместно с эфемеридной информацией.
В современных СРНС, управляемых с ограниченных территорий, необхо-
димость прогнозирования БШВ и ее ухода обусловлена тем, что непосредст-
венная коррекция БШВ (воздействие системы управления на БШВ) может
производиться только эпизодически. Кроме внутрисистемной синхронизации
КИК обеспечивает привязку и (или) определение ухода СШВ относительно
какой-либо общепринятой системы отсчета времени, например UTC.
Синхронизация шкалы времени потребителя. Нахождение потребителем
бортового времени НС и соответственно системного времени СРНС осуществ-
ляется с помощью навигационных сигналов, принятых от НС. При этом может
быть реализовано несколько способов синхронизации шкалы времени по-
требителя, отличающихся точностью [1.6]: расчет поправки к шкале времени
потребителя на основе псевдодальномерных измерений; использование меток
времени, передаваемых в навигационном сигнале; применение дальномерных
кодов, передаваемых в навигационном сигнале НС.
Первый способ основывается (в первом приближении) на том, что ин-
формация, полученная потребителем в сигналах НС, используется как для
расчета текущего ухода БШВ относительно СШВ, так и для привязки ШВП к
СШВ при нахождении поправки к ШВП (временной координаты потребителя
/'). Этот способ наиболее широко распространен «и обеспечивает точность
временных измерений не хуже 1 мкс. Второй способ основывается на том, что
данные о текущем спутниковом времени (метка времени НС) и о прогнозе
ухода БШВ в опорные моменты времени относительно СШВ передаются
потребителям в навигационном сообщении. Точность привязки ШВП в этом
случае определяется неопределенностью знания дальности от НС до потреби-
теля. Третий способ аналогичен предыдущему и отличается в основном видом
информации, используемой в сигнале НС.
Литература
2.1. Аситрономический ежегодник СССР на 1989 год. — Л.: Наука, 1987, т. 68.
2.2. Астрономический календарь. Ежегодник, переменная часть. 1990/ Под
ред. Д. И. Пономарева . — М.: Наука, 1989.
2.3. Хренов Л. С., Голуб И. Я. Время и календарь. — М.: Наука, 1989.
2.4. Воздушная навигация и аэронавигационное обеспечение полетов/ Под ред.
Н. Ф. Миронова. — М.: Транспорт, 1992.
2.5. Кантор Л. Я., Тимофеев В. В. Спутниковая связь и проблемы геостационар-
ной орбиты. — М.: Радио и связь, 1988.
2.6. Справочник пилота и штурмана гражданской авиации/ Под ред. И. Ф. Васи-
на. — М.: Транспорт, 1988.
2.7. Скубко Р. А., Мордвинов В. Г. Спутник у штурвала. — Л.: Судостроение, 1989.
о
Глава 3
Траекторное движение навигационных спутников
3.1. Системы координат, используемые в СРНС
Движение ИСЗ происходит по законам небесной механики под действи-
ем инерции и сил притяжения Земли [3.1, 3.2]. Для описания такого движени^
гспользуется геоцентрическая инерциальная система координат OXqYqZq, свя
’.анная с Землей (рис. 3.1) [3.11]. Начало координат расположено в центра
ласе Земли. Ось OXq лежит в плоскости экватора и направлена в точку весен-'
гего равноденствия — точку Весны или точку Овна у (у — астрономический
нак созвездия Овна). Ось OZq направлена вдоль оси вращения Земли в сторону,
«верного полюса. Ось OYq дополняет прямоугольную систему координат до пра-
вой. Другой системой координат, используемой в спутниковой радионавига
гии, является геоцентрическая подвижная система OXYZ, например ПЗ-90 [1.2f
з СРНС ГЛОНАСС или WGS-84 в GPS [1.4]. Центр этой системы координат
~акже расположен в центре масс Земли. Ось OZ совпадает с осью OZq инерци
гльной системы координат ОАо YqZq и направлена вдоль оси вращения Земли. №.
торону Северного полюса Руу. Ось ОХ лежит в" плоскости земного экваторав:
-вязана с Гринвичским меридианом G. Плоскость OXZ определяет положени.
гуль-пункта принятой системы отсчета долгот. Ось OY дополняет систему ко-
>рдинат до правой.
Угол ср г между осями ОХ и OXq соответствует гринвичскому звездном?
зоемени 5, и определяется звездными датой и временем на Гринвичском ме
’нс. 3.1. Геоцентрические системы
координат
ридиане [3.8, 3.9, 2.7]:
= 5Г = 50 +®з/(1 + v3),
где со з = 15 °/ч = 7,292115 • КГ5 рад/ч -
угловая скорость вращения Земли; 50 -
гринвичское звездное время (угол межд
осями OXq и ОХ) на момент tg (ноль Че
сов всемирного времени) в заданную дате
град; t — всемирное время заданной дать
на которое рассчитывается угол \pr; v3
= 0,002737909 — коэффициент связь
звездных и солнечных суток.
3.1. Системы координат, используемые в СРНС
31
Вычисление гринвичского (среднего) звездного времени Sg на момент
/0 может быть проведено с помощью формулы Ньюкома [1.3, 2.Ц:
So =64ч15мин0,54841с + 8640184,812866СТ + 0,093104сТ2 - 6,2С- 106T3,
где Т = (JDo-2451545)/36525 — время, измеренное в долях юлианского столе-
тия (36525JD) и отсчитываемое от момента времени (эпохи) 12 ч всемирного
времени UT1 на 1 января 2000 г. (JD=2 451 545,0) до момента tg; JDo — время
t0, выраженное в юлианских днях.
Ось ОХ в процессе суточного вращения периодически проходит точку
Овна. Интервал времени между двумя такими последовательными моментами
соответствует одним звездным суткам. Солнечные сутки отсчитываются по по-
ложению солнца и имеют большую продолжительность из-за движения Земли
по орбите.
В геоцентрической подвижной системе координат формируется инфор-
мация о движении спутников, которая передается в навигационном сообще-
нии потребителю. В этой же системе координат на этапе вторичной обработки
информации в аппаратуре потребителя рассчитываются координаты самого
потребителя.
Однако потребителя в большей степени интересуют такие координаты
как высота, широта и долгота, которые
относятся к геодезической системе коор-
динат. Геодезические координаты точки
связаны с физической моделью Земли в
виде эллипсоида рис. 3.2 с большой по-
луосью а, лежащей в экваториальной
плоскости, и малой полуосью Ь. Основ-
ные параметры земного эллипсоида и
некоторые геодезические константы при-
ведены ниже:
Основные геодезические
Угловая скорость вращения Земли, рад/ с'1 ................... 7292115 -10-11
Геоцентрическая константа гравитационного поля Земли
с учетом атмосферы, м’ с'2 .................................. 398600,44 109
Геоцентрическая константа гравитационного поля
атмосферы Земли, и1 с'2...................................... 0,35•109
Скорость света, м с’1........................................ 299 792 458
Коэффициент ( Cjo ) при второй зональной гармонике разложения
геопотенциала в ряд по сферическим функциям ..................... - 1082,63 • 10~4
32 Глава! Траекторное движеми наангв^иовных Аутянь^
Параметры общего земного эллипсоида:
Большая полуось, м......................................... 6 378 136
Знаменатель сжатия........................................ 1 : 298,257
Гравитационное ускорение на экваторе Земли, мГал ......... '978 032,8
Поправка к гравитационному ускореиию.на уровне моря, обусловленная
влиянием земной атмосферы, мГал.................................... - 0,9
Геодезическая широта В точки П определяется как угол между нормаль*
к поверхности эллипсоида и плоскостью экватора. Геодезическая долгота 1
точки П определяется как угол между плоскостью начального меридиана t
плоскостью меридиана, проходящего через точку П (положительное направле
ние счета долгот — от начального меридиана к востоку). Геодезическая высот
Н определяется как расстояние по нормали от поверхности эллипсоида д<
точки П.
Найденные в ходе навигационных определений прямоугольные геоцен,
трические координаты {x,y,z} потребителя должны быть преобразованы в гео-
дезические координаты {В,£,27}.
Указанные координаты связаны соотношениями (3.3 ]
!
х = (N + H)cosBco&L ; у = (N + H)cosBsinL ; z = ^l-e2j^ + K-jsinB, (3.1)
где
N = a/Vl-e2sin2 В ; (3.2)
e = Jl- Z>2/a2 = V2a - a2 — эксцентриситет эллипсоида; a = l-bla — пара-
метр сжатия эллипсоида. '
3.2. Уравнения невозмущенного траекторного движения
НС в инерциальной системе координат
Под невозмущенным (кеплеровым) движением спутника понимают его дви
жение под действием только силы притяжения Земли, т. е. одного притяги
вающего центра [3.10]. В соответствии со вторым законом Ньютона движени
центра масс спутника в инерциальной системе координат OXqIqZo описывает
ся уравнением
mg = F, (3(.3
где т — масса спутника; g — вектор центростремительного ускорения; F -
вектор силы притяжения Земли.
По закону всемирного тяготения сила притяжения Земли
шсси .)ские э^Линты ^)биты с.^тники
F = У.Мт!г2 = цт/г2 ,
(3.4)
[где к = 6,672 • 10"п м3/кгс2 — универсальная гравитационная постоянная;
। Х = 5,974242 1024 кг — масса Земли; г — расстояние от центра Земли до спут-
ника; p = kAf = 3,9860044 10м м3/с2 — геоцентрическая гравитационная посто-
1янная Земли.
I С учетом соотношения g = rf2r/rf/2 , где производная по времени понима-
кется как полная производная в инерциальной системе координат, уравнение
[движения (3.3) принимает вид
rf2r -
m—г- = F.
dt2
системы координат OXqYqZq описывается
инерциальной
Пространственная траектория невозмущенного движения спутника в
проекциях на оси
уравнениями:
d2x0 xp
di2 g r3 ’
rf2>0 „ Уо .
di2 г3
d2Zo _ Zp
rf/2 - Ur3
(3.5)
Здесь х0, у0> Zo ~ текущие координаты спутника (проекции радиус-вектора г
на оси координат); г = + у% +Zq
Уравнения (3.5) описывают траекторию движения спутника, которую
^тринято называть орбитой.
3.3. Классические элементы орбиты спутника
В соответствии с первым законом Кеплера любая траектория летатель-
Ного аппарата (ЛА), движущегося в центральном поле тяготения, лежит в не-
подвижной (относительно инерциальной системы координат) плоскости
^орбитальной плоскости), проходящей через центр тяготения, и представляет
«кривую второго порядка, в одном из фокусов которой находится центр притя-
жения (Земля).
| Ориентацию орбитальной плоскости характеризуют ее положением от-
носительно экваториальной плоскости XOY (рис. 3.3). Линию пересечения
Ьтих плоскостей называют линией узлов. Узлами орбиты спутника являются
кочки пересечения орбиты с экваториальной плоскостью. Узел U , соответст-
вующий движению спутника из южной небесной полусферы в северную назы-
34
Глава 3. Траекторное движение навигационных спутников
Рис. 3.3. Ориентация орбитальной
плоскости
вают восходящим, а узел D, соот-
ветствующий движению из север-
ной небесной полусферы в южную
— нисходящим.
Положение орбитальной
плоскости относительно экватори-
альной характеризуется двумя ор-
битальными элементами — долготой
восходящего узла Q и наклонением
орбиты i . Угол Q отсчитывается
в экваториальной плоскости от
оси ОХ до линии узлов и изменя-
ется в диапазоне от 0 до 360°.
Угол । определяется как угол между
экваториальной и орбитальной плоскостями и изменяется в диапазоне от 0 до
180°. При i = 90° орбиту называют полярной, при i » 90° —' приполярной, nps
i = 0 ° — экваториальной, при 0 < i < 90° — наклонной.
Уравнение орбиты спутника в орбитальной плоскости в полярной систе-
ме координат ( 9) с центром, совпадающим с центром Земли, имеет вид
.... 1
г = p/(l + е cos(9 - Эо)), (3.6)!
где р — фокальный параметр; е — эксцентриситет; 90 — угол между положи!
тельным направлением полярной оси и фокальной осью. |
Данное уравнение является уравнением конического сечения — криво;
второго порядка, один из фокусов которой совпадает с центром полярной сис-:
темы координат. При Эо = 0 полярная ось направлена от центра к ближайше!
вершине кривой (3.6), а при Эо = л — в противоположную сторону. В даль!
нейшем для определенности будем полагать Эо =0. Угол Э называют истину
ной аномалией.
При е = 0 орбита спутника является кругом; при 0 < е < 1 — эллипсом
степень вытянутости которого определяется орбитальными параметрами р F
е ; при е = 1 — параболой, при е > 1 — гиперболой. Для навигационных спут
ников характерны эллиптические орбиты, т. е. 0 < е < 1.
На рис. 3.4 приведена эллиптическая орбита спутника в орбитально|
плоскости. В одном из фокусов (О) находится Земля. Прямую линию, прохо;-
дящую через фокусы эллипса называют линией апсид. Точки пересечения это|1
линии с эллипсом называют апсидами. Ближайшую к силовому центру (точк!
О) вершину кривой называют перицентром, а удаленную вершину (котора!
имеется только у эллипса) — апоцентром. В зависимости от того, вокруг како-
3.4. Параметры движения НС по невозмущенной орбите
35
го небесного тела движется спут-
ник, апсиды орбиты получают
собственные названия: при дви-
жении вокруг Земли — перигей и
апогей. Ориентация орбиты в ор-
битальной плоскости характери-
зуется углом перигея(аргументом)
сод между направлением на пе-
ригей и линией узлов.
Рис. 3.4. Эллиптическая орбита спутника
Размеры орбиты спутника мож-
но характеризовать различными ком-
бинациями следующих параметров:
а = р/(1 - е21 = (гА + г^)/2 — большая полуось эллипса;
b = fyl - е2 — малая полуось;
d = ае = (гА - Лт)/2 — линейный эксцентриситет;
где Га = СИ, Гд = ОП — апогейное и перигейное расстояние соответственно.
Иногда апогейное и перигейное расстояния выражаются как
га=лз + ^а; 'й = Я3+Яп>
(3.7)
где /?з = 6371 км — радиус Земли; НА, Яд — высоты апогея и перигея отно-
сительно поверхности Земли.
3.4. Параметры движения НС по невозмущенной орбите
Пять параметров орбиты Q, С <вп, р, е постоянны и не меняются при
движении спутника по орбите, а шестой параметр Э (истинная аномалия) ха-
рактеризует положение спутника на орбите в каждый фиксированный момент
времени tk . Время tk , т. е. время, в которое спутник находится в некоторой
точке орбиты, часто называют эпохой.
Другим широко распространенным орбитальным элементом, который
фиксирует положение спутника на эллиптической орбите, служит время т
прохождения спутником характерной точки орбиты, например перигея т •= /п
'поэтому иногда т называют временем перигея). Используя этот элемент, опре-
деляют положение НС на орбите в произвольный момент времени / с помо-
чью уравнения Кеплера [3.8, 3.9]:
t - т = - esin£) , (3.8)
36 ___ Г л а р.а З. Тряектд£ид^двмжение на»нг>циоиных сдутников_
где Е — эксцентрическая аномалия НС, определяемая например из соотноше
ния
(3.9)
Геометрический смысл параметра Е легко уяснить из рис. 3.5, на ко-
тором кроме эллиптической орбиты НС приведена гипотетическая круговая
орбита. Для точки Hi круговой орбиты, имеющей одинаковую с НС абсциссу,
и определяется угловой параметр Е.
Движение спутника по эллиптической орбите, в отличие от движения по
круговой орбите, является неравномерным, например при 6S/5Z # const, а зави-
сит от положения спутника на орбите. Для того чтобы использовать удобное
равномерное движение, т. е. движение с постоянной угловой скоростью, вво-
дят угловой параметр М — средняя аномалия для момента времени t {средняя
аномалия эпохи t):
M = 36C(t-t0)/T = ri(t-x), (3.10)
где to — какой-либо определенный (начальный) Момент времени, например
t0 — т ; п = 360°/г = Jp/o3 — среднее движение НС или средняя угловая ско-
рость НС.
Дифференцируя (3.10) по времени, получаем другое определение сред-
него движения
п = dM/dt.
(3.11)
В отличие от т вычисление М сохраняет смысл и при круговых орби-
тах. Если истинная аномалия Э определяет истинное положение НС на орби-
те, то параметр М характеризует
Рис. 3.5. Определение эксцентри-
ческой аномалии
гипотетическое положение НС при условии
равномерного орбитального движения с уг-
ловой скоростью, равной средней скорости
и. Поэтому в соответствии с (3.10) М —
угол между линией апсид и направлением на
предполагаемое положение НС на орбите, в
котором он находился бы при равномерном
движении. Чем меньше отличие орбиты НС
от круговой, тем больше соответствует сред-
нее движение п истинной угловой скорости
и тем ближе значения М и 9 .
3.5. Уравнения невозмущенного Овцжения ЙС (с орбитальными элементами,, 37
С учетом (3.10) уравнение Кеплера (3.8) можно представить в следую-
щем виде:
M = E-esinE. (3.12)
В процессе расчетов параметров движения НС по почти круговым орби-
там е -> 0 возникают вычислительные трудности, для устранения которых ис-
пользуются преобразованные параметры. Например, вместо элементов е, <оп
используются элементы: 9 = есово>п» Jt = esino>n [3.1].
3.5. Уравнения невозмущенного движения НС
в инерциальной системе координат
с использованием орбитальных элементов
Запишем уравнения движения спутника в геоцентрической прямоуголь-
ной системе координат OXgtgZg, переходя от орбитальных координат (г, 9) к
инерциальным. Переход осуществляется тремя последовательными поворотами
орбитальной системы координат на углы <вп, i, П. В результате такого пере-
хода получаются уравнения:
х0 = rjcos(9 +<on)cosQ -sin(3 + <on)sinQcosi|;
Уд = r|cos(9 +<on)sinQ + sin(9 + <on)cosQcosij; Zg = rsin(3 +<Bn)sini, (3.13)
где г определяется уравнением (3.6).
В эти уравнения входят пять постоянных геометрических параметров
(эксцентриситет е, фокальный параметр р, углы <вп, i, Q), не меняющихся
при движении спутника по орбите и характеризующих формуй размеры эл-
липтической орбиты и ее ориентацию в пространстве. Текущее положение
спутника на орбите, как отмечалось выше, характеризуется шестым парамет-
ром — истинной аномалией 9. Из (3.13) видно, что можно ввести другой
обобщенный параметр, характеризующий положение спутника на орбите,
и = о>П +3, который называют аргументом широты спутника. Он измеряется
от восходящего узла (по аналогии с углом перигея <оп).
Дифференцируя (3.13) по времени, получаем:
= 1% = V/g ~ vu (sin(o> п + 9) cos П + cos(o> п + 9) sin Q cos i) ;
~~~ = Vyo =V,g^-- Vu(sin(w n + 3) sin Q - cos(o> n + 3) cos Q cos i); (3.14)
38
Х^л^а^а^З^Т^аекто^ное^дмжение^нагагеционных^сн^таиков.
— = Г7„ = — + Уи cosfcon + э)Sin <,
20 Ф г и \ 11 / ’
где И =-21= /Й} +Г2 +И2 = Jp/p е sin & — радиальная составляющая вектора
и и» ¥ А0 Л0 Ч)
i
V скорости спутника (рис. 3.5); Vu = г— = 7й/р(1 + ecosS) — трансверсальная
составляющая вектора V скорости спутника (рис. 3.5).
Ориентация орбитальной плоскости НС в инерциальном пространстве
определяется начальными условиями орбитального полета. Начальная точка
орбиты НС и вектор скорости НС (как в начальной точке, так и в любой дру-
гой) должны лежать в этой плоскости. Форма орбиты определяется значением
и направлением скорости, сообщаемой НС в начальной точке его свободного
полета. Для движения НС по круговой орбите высотой ЯА относительно Зем-
ли необходимо, чтобы начальная скорость Кц0 соответствовала круговой ско-
рости Ккр на этой высоте и была направлена перпендикулярно радиусу-
вектору г. Можно показать (приравняв возникающую центробежную силу и
силу тяготения), что Икр = -Jh/p , где r.= R3
При гипотетической орбите с г = Л3 значение Икр = Kj = 28500 км/ч =
=7,91 км/с — первая космическая скорость.
Если высота орбиты ЯА = 1000 км, что соответствует СРНС типов
“Транзит”, “Цикада”, то Икр = 7,35 км/с; при ЯА=19 100 км (СРНС ГЛО-
НАСС, GPS) — Икр ~ 3,95 км/с; при ЯА =35 809 км (геостационарные НС)
— Ккр я 3,076 км/с .
При использовании круговых орбит НС движется с постоянной угловой
скоростью, что существенно упрощает расчеты и прогнозирование его коорди-
нат в КИК и в бортовых приемоиндикаторах СРНС.
Для создания эллиптической орбиты необходимо Ккр < Vun < Иц, где
® l,41Pi= 40 300 км/ч = 11,2 км/с — вторая космическая скорость. В этом
случае, в зависимости от координат начальной точки и от угла между VUH и
г эллипс может занимать в орбитальной плоскости разное положение относи-
тельно Земли.
Скорость движения НС по эллиптической орбите в общем случае [3.1]
^.эл = 7и(2/'' - 1/а) Видно, что скорость максимальна в перигее и минимальна
в апогее.
При движении по эллиптической орбите угловая скорость движения НС
меняется во времени, что усложняет расчеты по прогнозированию движения.
Однако движение по таким орбитам более экономично по энергетическим за-
3.5. Уравнения невозмущенного движения ЯС (с орбитальными элементами) 39
тратам и позволяет при выборе соответствующих параметров орбиты (i, rA,/ti)
(3.7) обеспечить почти круглосуточное использование НС для навигационных
определений в заданном районе.
Так, например, НС с сильно вытянутыми эллиптическими орбитами
предусмотрено использовать при формировании региональных СРНС, в кото-
рых апогей орбиты располагается над заданным районом. При этом НС будет
находиться максимальное время над этим районом. Но в бортовых приемоин-
дикаторах СРНС в данном случае могут возникать сложности в связи с необ-
ходимостью учета большого динамического диапазона сигналов НС и значи-
тельной неравномерности параметров орбитального движения. Кроме того,
эллиптические орбиты характеризуются меньшей стабильностью.
При рассмотрении движения НС на эллиптических орбитах часто опери-
руют таким параметром, как секториальная скорость Иск, под которой пони-
мают площадь сектора эллипса, описываемого радиусом-вектором НС в еди-
ницу времени.
Из решения уравнений (3.7) следует, что Кск — величина постоянная для
любой точки орбиты:
1 2 1
— г --- = —
2 Л 2
Три -
Это соответствует второму закону Кеплера. Время полного оборота ра-
диус-вектора НС
r = S.M/Vn = 2r^UTv-^ (3.15)
где 5эл = nab — площадь эллипса.
Часто используются более простые соотношения для круговой и эллип-
тической орбит |1.6|:
Т = 84,4,/(7л/Лз)3 ; Т = 1,6586 10 4а3/2 .
где а, гА, Л3 выражены в км; Г — в мин.
Период обращения НС, вычисленный но (3.15), называют сидерическим
или звездным и равен временному интервалу между двумя последовательными
прохождениями НС одной и той же точки орбиты, например перигея. Вполне
очевидно, что интервал времени между двумя последовательными прохожде-
ниями НС одного и того же меридиана, называемый синодическим периодом.
вследствие вращения Земли несколько больше (при совпадении направления
вращения НС и Земли).
40
Гл а в а 3. Траекторное движение навигационных спутников
Период обращения Т можно получить также из соотношения
где и oj — большие полуоси орбит двух НС; 7\ и 7’j — периоды их об-
ращения.
Это соответствует третьему закону Кеплера.
В зависимости от периода обращения НС подразделяют на суточные при
Т = Т3 (звездные сутки или звездный период обращения Земли вокруг своей
оси) и на синхронные — при периоде Т , кратном звездным суткам. 3 свою
очередь, суточные НС, орбитальная плоскость которых лежит в плоскости эк-
ватора, называют геостационарными, так как они неподвижны относительно
одной из точек экватора.
В СРНС “Транзит”, “Цикада” период обращения НС Т=105 мин; в
СРНС ГЛОНАСС [3.7] Г = 11,2 ч ; в GPS Г =12 ч ; у геостационарных НС
Г =23 ч 56 мин 04,1 с [1.5]. Видно, что синхронный спутник системы GPS
один раз в сутки проходит над одной и той же точкой поверхности Земли.
3.6. Общая характеристика возмущенного движения НС
В реальных условиях траекторного движения НС на него действуют кро-
ме основной, центральной силы притяжения Земли, разнообразные дополни-
тельные возмущающие силы. И хотя они малы по сравнению с основной, их
длительное воздействие приводит к отклонениям (возмущениям) реальной ор-
биты от расчетной кеплеровой, которыми при построении спутниковых нави-
гационных систем нельзя пренебречь.
Основными источниками возмущения орбит НС являются [3.5, 3.7, 3.8]:
возмущения гравитационного поля вследствие несферичности Земли и
неравномерности распределения ее массы,
притяжение со стороны Луны и Солнца,
сопротивление среды при движении НС,
давление светового излучения Солнца и прочие физические факторы.
Расчеты показывают [3.5], что возмущенная орбита НС в общем случае
не будет эллиптической, и истинные параметры орбитального движения НС
отличаются от параметров, рассчитанных по формулам невозмущенного (кеп-
лерова) движения.
При анализе возмущенного движения НС принято считать, что НС в ка-
ждый момент времени находится на той невозмущенной (эллиптической) ор-
бите, которая рассчитана с учетом прекращения в этот момент действия воз-
мущающих сил. Это означает, что в отличие от невозмущенного движения
элементы возмущенной орбиты НС непостоянны. Их изменение происходит
непрерывно, но каждому моменту времени и каждой точке возмущенной тра-
ектории соответствует своя кеплерова орбита, которую называют оскулирую-
3.6. Общая характеристика еозл<уи4еииого движения НС^41
щей, а ее орбитальные элементы — оскулирующими. Тогда истинную траекто-
рию НС можно представить в виде огибающей оскулирующих траекторий, по-
строенных для различных моментов времени. Положение НС в пространстве
может быть определено в любой момент времени при решении известных
уравнений для орбитальных элементов i(t), шп(г), ^(0, • При этом
можно исследовать влияние на траекторию НС приведенных возмущающих
факторов, а также различных моделей конфигурации Земли.
Все наблюдаемые возмущения орбит разделяют на вековые и периодиче-
ские. Вековые приводят к непрерывным медленным изменениям элементов
орбиты НС. Периодические повторяются через определенный интервал време-
ни, в зависимости от значения которого их подразделяют на коротко- и долго-
периодические. Они обусловлены периодическим характером траекторного
движения и аппроксимацией возмущающих факторов (аномалий поля тяготе-
ния, конфигурации Земли).
Детальное изучение возмущений, вызываемых нецентральностью поля
тяготения Земли, показало, что при определенных допущениях вековые изме-
нения орбитальных элементов i, р, е отсутствуют, а периодические изменения
к[м присущи.
За один оборот НС значения параметров i и р совершают несколько
колебаний, причем амплитуда i максимальна при i = 4S“ или < = 135°, а для
полярной и экваториальной орбит периодическими возмущениями можно
пренебречь. В свою очередь, амплитуда р максимальна для полярных орбит и
равна нулю для экваториальных. Периодические возмущения параметра е но-
сят сложный гармонический характер. У параметра а могут наблюдаться не-
большие вековые уходы, пропорциональные уходу перигея, а также периоди-
ческие возмущения. Следует отметить, что изменения большой полуоси орби-
ты не зависят от ее наклонения.
Орбитальная плоскость и сама орбита вращаются (прецессируют) в
инерциальном пространстве. Вековой уход долготы восходящего узла за один
оборот НС АО = - 2я ecos/Дц/г) , где с = 2,634 Ю25 м5/с — коэффициент, учи-
тывающий конфигурацию Земли.
Из приведенного соотношения следует, что скорость прецессии орбиты
зависит от наклонения i и фокального параметра р , поэтому в первом при-
ближении вековой уход АЙ у полярных орбит отсутствует, а у экваториаль-
ных максимален (при р = const ). При прямом движении НС ^ <90°) восходя-
щий узел перемещается к западу (в сторону уменьшения О ), при обратном
(< > 90°) — к востоку (в сторону увеличения О ).
Периодическими возмущениями величины О можно пренебречь.
Вековой уход аргумента перигея за один оборот НС составляет в первом
приближении А«=ле(5соя2/ 1)/(цр2).
42 ____Г л а в a 3. Траекторноедвижение навигационных спутников
з ~~ Г > •/" ’ ”
Вековое движение перигея при /=0 и 180° максимально, а для построе-
ния стабильных (в орбитальной плоскости) орбит можно выбирать значения
I) = 63°29’06" или <2 = 116°35'54" , которые обеспечивают А® ® 0 . Если i < q
или 1 > i2, то перигей прецессирует в направлении движения НС, а при
< 1 < i2 — навстречу движения НС.
Наиболее существенные периодические возмущения аргумента перигея
имеют такой же характер, как и аналогичные возмущения эксцентриситета е
(гармонически с периодом, равным периоду обращения НС, и периодом, втрое
меньшим), но со сдвигом по фазе на 90° .
Изменения периода обращения НС характеризуется драконическим пе-
риодом Тдр, определяемым как время полета НС от экватора до экватора. При
наклонении орбиты i = 60 и 120° имеем Гдр = Т .
Описанные возмущения орбитальных элементов приводят к возмущени-
ям радиуса-вектора НС и, следовательно, высоты полета. Эти возмущения но-
сят такой характер, что высота НС как бы отслеживает изменения размеров
Земли: над экватором высота увеличивается, а над полюсом уменьшается.
Обобщая приведенные результаты анализа влияния нецентральности по-
ля тяготения Земли, можно констатировать следующее.
Полярные орбиты отличаются стабильностью орбитальной плоскости
(отсутствуют возмущения О , 1 ) й сравнительно большими йзмёнёниямИ фЗр-
мы орбиты и ее ориентации в орбитальной плоскости.
Экваториальные орбиты отличаются сравнительно стабильной формой
орбиты, но положение ее в орбитальной плоскости и самой плоскости может
быть нестабильным.
Наклонные орбиты, характерные для средневысотных СРНС ГЛОНАСС,
GPS (1»60°), отличаются относительной стабильностью параметров — аргу-
мента перигея, характеризуюшего положение орбиты в плоскости движения, и
периода обращения.
Исследования возмущений (вековых и долгопериодических) почти кру-
говых орбит НС с периодом обращения, равным приблизительно 12 ч (две-
надцатичасовые НС СРНС ГЛОНАСС, GPS), показали, что периоды колеба-
ний элементов I , О могут составлять десятки и сотни лет, в зависимости от
начальных значений iq, Qq; причем для i0, не слишком близких к 0 и 90°,
амплитуда долгопериодических колебаний составляет 1 ... 2°. Для них влияние
сжатия Земли на возмущения примерно в 10 раз больше влияния Луны и
Солнца.
Кратко охарактеризуем влияние других возмущающих сил.
При высотах полета НС более 1000 км (например, средневысотные
СРНС ГЛОНАСС, GPS) эффект атмосферного торможения невелик и им мож-
но пренебречь. 4
3,7. Лгиолиженныеу/.авнения возмущенного иаижепия
Известные данный о влиянии лДгы и солнца эволкдию ор.йт НС
свидетельствуют о том, что возмущающее ускорение из-за притяжения Луны
примерно в 2 раза больше влияния Солнца. Для средневысотных СРНС воз-
мущения из-за влияния Луны и Солнца превосходят соответствующие возму-
щения, обусловленные аномалиями силы тяжести Земли.
Для расчета возмущенных пространственных координат НС и их произ-
водных аппаратура потребителя получает от НС периодически обновляемые
оскулирующие элементы и поправки к ним. Такая процедура соответствует
предъявляемым требованиям к точности и простоте расчетов в приемоиндика-
торах СРНС.
3.7. Приближенные уравнения возмущенного движения
в геоцентрической подвижной системе координат
В геоцентрической подвижной системе координат ПЗ-90, жестко связан-
ной с Землей, определяются координаты потребителей. Для этого необходимо
иметь координаты и составляющие скоростей НС в этой же системе коорди-
нат. Известно [3.6], что уравнения движения материальной точки в инерци-
альной и подвижной системах координат отличаются вследствие различного
нахождения производной по времени.
Положение некоторой точки в пространстве, например центра масс
спутникА,_о5тределяе_т.ся геоцентрическим радиусом - вектором г . Компонента-
ми этого вектора в геоцентрических системах координат OXqYqZq и OXYZ слу-
жат координаты его конца, которые соответственно равны x0,y0,zo и x,y,z
Координаты конца радиус-вектора г в указанных системах координат описы-
ваются различными функциями.
Производная по времени радиуса-вектора г в некоторой геоцентриче-
ской системе координат определяется как вектор (Vro или Уг в рассматривае-
мых системах координат), проекции которого на оси этой системы координат
равны производным от проекции самого радиуса вектора на те же оси
[dx0 dy0 dzo ] \dx dy dz\ .
( = <—t2-,—и Vr =<-;-• соответственно).
1 dt dt dt J [ dt dt dt j
Производную, взятую в инерциальной системе координат, называют пол-
ной, в других системах координат — локальной. Полная производная г по вре-
мени определяет вектор Vr(j абсолютной скорости в инерциальной системе ко-
ординат. Локальная производная определяет вектор относительной скорости в
подвижной системе координат, например Уг в системе координат OXYZ.
Связь между полной dr/dt и локальной dr/dt производными определяет-
ся формулой [3.6]
dr dr
л = л+ю'"хг- <3-,6)
44
Глава). Траекторное движение навигационных спутников
где ®т — вектор абсолютной угловой скорости подвижной системы координат
относительно инерциальной; х — знак операции векторного умножения. Вы-
ражение (3.16) является общим и справедливо для любого вектора.
В соответствии с (3.16) для описания движения в геоцентрической под-
вижной системе координат OXYZ необходимо в уравнениях движения (3.3),
записанных для инерциальной системы координат, перейти от полной второй
производной cPr/dt1 к локальной производной. Применив дважды (3.16), по-
лучим
^Г = “^Г + 2®т xVr+<om х(®т хг). (3.17)
Первое слагаемое в правой части уравнения определяет относительное
ускорение, т. е. ускорение в подвижной системе координат, второе слагаемое
— кориолисово ускорение, третье — переносное ускорение от вращательного
движения подвижной системы координат относительно инерциальной.
Так как система координат OXYZ жестко связана с Землей и вращается
вместе с ней относительно оси вращения OZ, то вектор ®т для нее имеет
компоненты {О, 0, ®з}. ....... __
ч
С учетом (3.17) уравнение движения материальной точки (спутника)
(3.3) в системе координат OXYZ, связанной с Землей, принимает вид
-^-+2eB х V,+ея х(шв хг) =—, (3.18)
где F — вектор внешних сил, действующих на НС.
При рассмотрении невозмущенного движения НС внешней силой явля-
ется центральная сила притяжения Земли (3.4).
Уравнения возмущенного движения НС, приводимые ниже, полученные
на основе (3.18) и используемые при расчетах в СРНС ГЛОНАСС, кроме цен-
тральной силы притяжения Земли учитывают дополнительную силу, обуслов-
ленную полярным сжатием и характеризуемую гармоникой , а также лун-
но-солнечные гравитационные возмущения:
_ и • с?? — V -- - V •
dt х’ dt dt~ ’
rfP", Ц 3 рв2 f 5z21 2 о rz
—rL = —TX+^C^-f-x 1-^- +®|x + 2®3Ky +хлс;
ш r3 2 г \ г )
= + у ле; (3.19)
«• г 2. ГЭ \ < J
3.8. Основные навигационные характеристику НС
45
л
(, 5z2^ -
гр—2* +?лс>
где ае — экваториальный радиус Земли.
При интегрировании уравнений (3.19) лунно-солнечные гравитационные
ускорения {хлс, улс, глс} полагаются постоянными величинами на интервалах
±15 мин.
При дальнейшем изложении знак у производных по времени в под-
вижной системе координат будет опускаться.
3.8. Основные навигационные характеристики НС
К основным навигационным характеристикам НС относят зону обзора,
зону видимости, продолжительность наблюдения, орбитальную конфигурацию
сети НС и др. На чертеже (рис. 3.6) поясняются основные определения.
Зона обзора НС представляет собой участок земной поверхности, на ко-
тором можно осуществлять наблюдение за НС, прием его сигналов. Центром
зоны обзора является подспутниковая точка Оз, называемая географическим
местом спутника (ГМС).
Координаты ГМС (географические широта и долгота) могут быть рассчи-
таны по формулам:
<р = arcsin(sinu sin»); X = Q-Sr +arctg(tg« cos/) + Qi,
где i, и, Q — орбитальные элементы НС; 5r — гринвичское звездное время;
Q = t&l/T — угловая скорость прецессии узла орбиты. Зона обзора ограничена
линией истинного горизонта в точке НС, поэтому ее размер зависит от вы-
соты НС ( Яд ). Размер зоны обзора ха-
рактеризуется углом ртах [град] или
соответствующей ему дугой ЛО3, кото-
рая называется радиусом зоны обзора
Ло [км]. Из рис. 3.6 видно, что
Ртах = arccos [/г3/(Я3 + ЯА)];
Л) = ЛзРт^/57,3 = HUJP^ . (3.20)
Бортовые приемоиндикаторы
СРНС обеспечивают заданную точность
измерений в зоне обзора, ограниченной
радиогоризонтом, который поднят для
Рис. 3.6. Зона обзора НС
46 Г л а в a 3- Траекторное движение навигационных спутников
пользователя на угол а «5 ... 10® (угол маски). В этом случае зона обзора оп-
ределяется утлом р < Рим , где
Р = arccos [Л3 cosa/(^3 + Я А)] - а .
(3.21)
Площадь зоны обзора 5^ = 2it/l3|l-cos Ртах)- Тогда относительная пло-
щадь обзора 5об/5з = sin2(Pmax/2), гДе *5з = 4лЛj — площадь земного шара.
Для существующих СРНС рассмотренные выше параметры имеют сле-
дующие значения:
“Цикада”, “Транзит” — Ртах “30®, Rq « 3400 км, /S3 и 3,8 % при
ЯА « 1000 км, а = 10® ;
ГЛОНАСС (GPS) - Ртах «75,52®, Rq « 8400 км, Яоб/^з » 30 % при
ЯА «19 100 км, а = 10®.
При увеличении высоты НС до ЯА «40 000 км радиус зоны обзора из-
меняется незначительно (До «9 400 км), а затраты на формйровайие такой ор-
биты возрастают существенно.
Рассмотренная выше зона обзора соответствует фиксированному момен-
ту времени (мгновенная зона обзора).
У нестационарных НС мгновенная зона обзора, перемещаясь по поверх-
ности Земли, образует зону обзора в виде полосы шириной 2Яо- Ее осью яв-
ляется совокупность ГМС — трасса НС. Заметим, что трасса НС не поднима-
ется выше географической широты Фтах =' •
Установим условия видимости НС для наблюдателя, расположенного в
точке О3, лежащей на трассе НС (рис. 3.7). Область небосвода СС, в которой
Рис. 3.7. Время нахождения НС
в зоне видимости
НС наблюдается из точки О3 от момента
восхода ти над горизонтом до момента за-
хода т , называют зоной видимости
тх
(геометрической зоной видимости), для ко-
торой справедливы соотношения (3.20),
(3.21). Из рис. 3.6 видно, что максимальный
угловой радиус зоны видимости (дуга Л'С')
А'С' = Ртах = arccos [7?з/(я3 + ЯА)].
С учетом радиогоризонта угловой ра-
5
) > > > > , „
3.8. Основные нависйционнь.. харак. Jpucmu. )НС
диус зоны обзора уменьшается 0 = arccos [Л3 cosa/(/?3 + Яд)] ~ а • Здесь угол а
называют минимально допустимой высотой.
Продолжительность сеанса связи с НС (в пределах видимости НС)
определяется разностью (чвщ-^щ) и зависит от угла 0 (т. е. от высоты полета
НС или периода его обращения Т).
Для круговой орбиты /вдд = 20/v = = 70/я, где v = 'lxlT— угловая ско-
рость обращения спутника.
Для СРНС “Цикада”,“Транзит” получаем /щщ = 18 мин при Яд =1000 км,
а = 0°, а для СРНС ГЛОНАСС /«щ « 300 мин .
Очевидно, что если потребитель находится в стороне от трассы НС, то
продолжительность наблюдения спутника уменьшается.
Навигационные алгоритмы, реализованные в бортовых приемоиндикато-
рах современных СРНС, обычно ориентированы на прием сигналов от не-
скольких НС одновременно. Наблюдение в любой точке рабочей зоны СРНС
одновременно нескольких НС обеспечивается путем оптимального выбора
стабильной пространственно-временной структуры (конфигурации) сети НС
— числа, ориентации и формы орбит; числа НС на каждой из них; взаимного
расположения орбит й спутников на них. Обычно число НС в сети превышает
•минимально необходимое за счет резервных НС.
Литература
3.1. Иванов Н. М. и др. Баллистика и навигация космических аппаратов. — М.:
Машиностроение, 1986.
3.2. Охоцимский Д. Е., Сихарулидзе Ю. Г. Основы механики космического полета.
— М.: Наука, 1990.
3.3. Аппаратура радионавигационных систем ГЛОНАСС и GPS. Системы коорди-
нат. Методы перевычислений координат определяемых точек// Государственный стандарт
РФ (проект), Госстандарт России, 1997.
3.4. Попович П. Р., Скребушевский Б. С. Баллистическое проектирование космиче-
ских систем. — М.: Машиностроение, 1987.
3.5. Вашковъяк М. А. Об эволюции почти круговых орбит 12-часовых ИСЗ// Кос-
мические исследования, 1985, т. XXIII, вып. 1, с. 3—16.
3.6. Бромберг П. В. Теория инерциальных систем навигации. — М.: Наука, 1979.
3.7. Бородовицина Т. В. и др. Структура возмущений орбитального движения на-
вигационных ИСЗ типа НАВСТАР// Космические исследования, 1985, т. ХХШ, вып. 5,
с. 713-719.
3.8. Волосов П. С. и др. Судовые комплексы спутниковой навигации. —Л.: Судо-
строение, 1986.
3.9. Инженерный справочник по космической технике/ Под ред. А. В. Солодова.
— М.: Воениздат, 1969.
3.10. Основы теории полета и элементы проектирования спутников Земли/ Под
ред. М. К. Тихонравова. — М.: Машиностроение, 1974.
3.11. Субботин М. Ф. Введение в теоретическую астрономию. — М.: Наука, 1968.
48
Глава 4
Методы решения навигационных задач
4.1. Общие определения
Основным содержанием навигационной задачи (НЗ) в СРНС является
определение пространственно-временных координат потребителя, а также со-
ставляющих его скорости 11.4, 4.1], поэтому в результате решения навигаци-
онной задачи должен быть определен расширенный вектор состояния потре-
бителя П, который в инерциальной системе координат можно представить в
виде II = |х у z 1Г х у г|т • Элементами данного вектора служат пространствен-
ные координаты (х, у, г) потребителя, временная поправка V шкалы времени
потребителя относительно системной ШВ, а также составляющие вектора ско-
рости (х, у, г).
Элементы вектора потребителя недоступны непосредственному измере-
нию с помощью радиосредств. У принятого радиосигнала могут измеряться те
или другие его параметры, например задержка или доплеровское смещение
частоты. Измеряемый в интересах навигации параметр радиосигнала называют
радионавигационным (РНП), а соответствующий ему геометрический параметр
— навигационным (НП) [4.1], поэтому задержка сигнала т и его доплеровское
смещение частоты /ДО11 являются радионавигационными параметрами, а соот-
ветствующие им дальность до объекта Д и радиальная скорость сближения
объектов Ир служат навигационными параметрами. Связь между этими пара-
метрами дается соотношениями:
Д ~ ст, Ир - /цен X.,
где с — скорость света; X. — длина волны излучаемого НС сигнала.
Геометрическое место точек пространства с одинаковым значением на
вигационного параметра называют поверхностью положения 14.3]. Пересечение
двух поверхностей положения определяет линию положения — геометрическое
место точек пространства, имеющих два определенных значения двух навига-
ционных параметров. Местоположение определяется координатами точки пе-
ресечения трех поверхностей положения или двух линий положения. В ряде
случаев (из-за нелинейности) две линии положения могут пересекаться в двух
точках. При этом однозначно найти местоположение можно, только используя
дополнительную поверхность положения или иную информацию о местополо-
жении объекта.
4.2. Дальномерный метод
49
Для решения навигационной задачи, т. е. для нахождения вектора потре-
бителя П, используют функциональную связь между навигационными пара-
метрами и компонентами вектора потребителя. Соответствующие функцио-
нальные зависимости принято называть навигационными функциями. Конкрет-
ный вид навигационных функций обусловлен многими факторами: видом НП,
характером движения НС и потребителя, выбранной системой координат и т.д.
Навигационные функции для пространственных координат потребителя
можно определить с помощью различных разновидностей дальномерных, раз-
ностно-дальномерных, угломерных методов и их комбинаций. Для получения
навигационных функций, включающих составляющие вектора скорости потре-
бителя, используют радиально-скоростные методы.
4.2. Дальномерный метод
Наиболее простой дальномерный метод навигационных определений
[4.1—4.7] основан на пассивных (беззапросных) измерениях дальности Д: ме-
жду /-м НС и потребителем. В этом методе навигационным параметром явля-
ется дальность Д1, а поверхностью положения — сфера с радиусом Д1 и цен-
тром, расположенным в центре масс 1-го НС. Уравнение сферы
Л = [(*/ - х}2 + (у,- - у)2 + (it - z)2] '
(4.1)
Здесь*,-, у(, Z, — известные на момент измерения координаты Z-ro НС (с уче-
том его перемещения за время распространения сигнала); х, у, z — координа-
ты потребителя.
Местоположение потребителя, т. е. координатых, у, z . определяют как
координаты точки пересечения трех поверхностей положения, другими слова-
ми трех сфер. Поэтому для реализации дальномерного метода необходимо из-
мерить дальности (4.1) до трех НС, т. е. i = 1,3.
Таким образом, для дальномерного метода навигационная функция
представляет собой систему из трех уравнений вида (4 I). Ввиду нелинейности
такой системы уравнений возникает проблема неоднозначности определения
координат потребителя, устраняемая с помощью известной потребителю до-
полнительной информации (ориентировочные координаты потребителя, его
радиальная скорость и т. д.).
В (4.1) неявно подразумевается, что все величины должны быть взяты в
один и тот же момент времени. Однако координаты спутника привязаны к
бортовой шкале времени, а потребитель измеряет задержку сигнала и опреде-
ляет свои координаты в своей шкале времени (ШВП). Если шкалы времени
БШВ и ШВП идеально синхронизированы, то проблем не возникает. При на-
личии расхождения Г шкал времени возникает смешение Д’ = ct' измеренной
50
Г л а в a 4. Методы решения навигационных задач
дальности относительно истинной и точность определения местоположения
потребителя падает, поэтому недостатком метода является необходимость
очень точной привязки шкал времени НС и потребителя. Уменьшить влияние
этого фактора можно, установив у потребителя высокостабильный эталон вре-
мени (частоты) и периодически проводя его калибровку по БШВ. Однако вы-
сокостабильные эталоны времени достаточно дороги и не могут быть исполь-
зованы у массового потребителя. Создание относительно дешевых высокоста-
бильных эталонов времени (частоты) — трудная техническая проблема, поэто-
му в настоящее время более широко применяют псевдодальномерный метод.
4.3. Псевдодальномерный метод
Под псевдолальностью от i-ro НС до потребителя понимают измеренную
дальность Дизм/ до этого НС, отличающуюся от истинной дальности Д/ на
неизвестную, но постоянную за время определения навигационных параметров
величину Д' [4.1, 4,5). Таким образом, для псевдодальности до /-го НС мож-
но записать
Г 2 2 ,-|1/2
Диэм/= Д/+ Д'= [(*/-*) +(>'/-1') +(?/-z)j +Д'.
(4.2)
В псевдодальномерных методах (ПДМ), основанных на измерениях псев-
додальностей, в качестве навигационного параметра выступает ДИЗм/- Поверх-
ностью положения по-прежнему является сфера с центром в точке центра
масс НС, но радиус этой сферы изменен на неизвестную величину Д'. Изме-
рение псевдодальностей до трех НС приводит к системе трех уравнений с че-
тырьмя неизвестными (х,у,г,Д'). В решении этой системы уравнений возни-
кает неопределенный параметр, и для устранения возникшей неопределенно-
сти необходимо провести дополнительное измерение, т. е. измерить псевдо-
дальность до четвертого спутника. Полученная таким образом система четырех
уравнений имеет точное решение, и, следовательно, местоположение потреби-
теля при измерениях псевдодальностей определяется как точка пересечения
четырех поверхностей положения.
Необходимость нахождения в зоне видимости четырех НС предъявляет
достаточно жесткие требования к структуре сети НС, которые выполняются
только в среднеорбитальных СРНС. Параметры же орбитальной группировки
НС низкоорбитальных СРНС (высота орбит, число спутников, их расстановка)
обычно обеспечивают периодическую видимость в зоне потребителя 1 ... 2 НС,
поэтому определение местоположения в этих СРНС может осуществляться не
в реальном времени, а лишь после проведения последовательных (обычно до-
плеровских) измерений нескольких линий положения по сигналам одного НС.
4.4. Разностно-дальномерный метод
Псевдодальномерный метод не накладывает жестких ограничений на
значение погрешности Д' = ct' (погрешности временной шкалы) и позволяет
одновременно с определением местоположения вычислять отклонение шкалы
времени потребителя.
4.4. Разностно-дальномерный метод
Метод основан на измерении разности дальностей от потребителя до од-
ного или нескольких НС. По своей сути этот метод аналогичен псевдодально-
мерному, так как его целесообразно использовать только при наличии в даль-
номерных измерениях неизвестных сдвигов Д', т.е. когда фактически прово-
дятся измерения псевдодальностей. Разностно-дальномерный метод (РДМ) ис-
пользует три разности &Ду = Дизм/ - Днзм j Д° четырех НС, так как при посто-
янстве Д' за время навигационных определений разности псевдодальностей
равны разностям истинных дальностей, для определения которых требуется
лишь три независимых уравнения. Навигационным параметром является !\Ду .
Поверхности положения определяются из условия &Ду = const и представляют
собой поверхности двухполостного гиперболоида вращения, фокусами послед-
него являются координаты опорных точек i и j (центров масс г- и /-го НС).
Расстояние между этими опорными точками называют базой измерительной
системы. Если расстояния от опорных точек (НС) до потребителя велики по
сравнению с размерами базы, то гиперболоид вращения в окрестности точки
потребителя практически совпадает со своей асимптотой — конусом, вершина
которого совпадает с серединой базы.
Точность определения координат потребителя, как будет показано в гл.6,
совпадает с точностью определения этих координат псевдодальномерным
методом.
Недостатком разностно-дальномерного метода является то, что в нем не
может быть измерено смещение Д' , а следовательно, и смещение шкалы вре-
мени потребителя.
4.5. Радиально-скоростной (доплеровский) метод
Метод основан на измерении трех радиальных скоростей перемещения
потребителя относительно трех НС. Физическойвюсновой радиально-скорост-
ного метода (РСМ) является зависимость радиальной скорости точки относи-
тельно НС от координат и относительно скорости НС. Дифференцируя (4.1)
по времени, получаем
Л = [(*/ - *)(*/ - *) + (л- - ’ $]1Д1 (4-3)
52 Г Л а в a 4. Методы реисиид навигацирцдых мдич
Здесь компоненты {(х( -x),(yf -y),(z( -z)} характеризуют вектор относительной
скорости; Д[ — относительные координаты потребителя.
Из (4.3) следует, что для определения компонент (x,y,z) вектора скоро-
сти необходимо знать: векторы координат Х( = {xz, ylt Zi}m скорости
Уде/ = {*/, У1> Z/} трех (/ = 1,3) НС, а также координаты потребителя {x,y,z}.
Последние можно получить, если измерить радиальные скорости Д/ в течение
некоторого времени Д/, а затем вычислить интеграл
/+д/
Nt = f Д,(/)Л = + Д/) - Д,(/) . (4.4)
t
В результате интегрирования определяются “новые эквивалентные” из-
мерения Nt, соответствующие разностно-дальномерному методу с той лишь
разницей, что разности дальностей формируются для одного и того же НС, но
в различные моменты времени.
Действительно, если за время Д/ перемещением потребителя можно
пренебречь, то из (4.4)
------------------------------------------------------------------------ - »
= {(*/(' + М - х)2 + Ы1 + М - у)2 + (?/(' + М - z)2}Z -
- {(*/(') - х)2 + (tt(') - у? + (z/W - z)2} ' (4-5)
Отсюда видно, что, зная координаты / = 1,3 НС в моменты времени t и
t + Д/ и проведя измерения Nt , можно определить координаты точки потре-
бителя.
Недостатком данного метода измерения координат потребителя является
невозможность их проведения в реальном масштабе времени. Кроме того, в
средневысотных СРНС реализация РСМ затруднена ввиду медленного измене-
ния радиальной скорости, что приводит к малым значениям разностей в (4.5).
Это обусловило применение РСМ в таких СРНС только для определения со-
ставляющих скорости потребителя.
Другой возможностью получения информации о координатах {х, у, z}
является использование радиально-скоростного метода совместно с одним из
известных (описанных выше) “дальномерных” методов.
Недостатком РСМ при определении скорости потребителя является не-
обходимость наличия высокостабильного эталона частоты, так как любая не-
стабильность частоты приводит к неконтролируемому изменению лоплеров-
4.6. Псевдоррдиально-скорортной метоф 53
ского смещения частоты, а, следовательно, к дополнительным ошибкам изме-
рения составляющих скорости потребителя.
4.6. Псевдорадиально-скоростной метод
Псевдодоплеровский метод (аналогичен псевдодальномерному методу
при определении координат потребителя) позволяет определять вектор скоро-
сти потребителя в присутствии неизвестного смещения частоты сигнала, на-
пример из-за нестабильности эталона частоты. При наличии такого смещения
Д1 выражение для радиальной скорости можно представить в виде двух сла-
гаемых
А,, д. л - - *> -у) ~ ~ - ЯГ <«)
Для нахождения вектора скорости потребителя Vp = {х, у, z} и поправ-
ки Д[ =Х/УДоп/ необходимо провести измерения по четырем НС и решить
систему четырех уравнений вида (4.6). Для ее решения потребуются знания
дальностей Д( и координат {х, у, z} потребителя. Эта информация может
быть получена, например из псевдодальномерных измерений (4.2).
4.7. Разностно-радиально-скоростной метод
Сущность данного метода заключается в определении трех разностей
ЬДц = Д( - Д) двух радиальных скоростей НС. При этом разности можно вы-
числять относительно одного или относительно различных НС. По существу,
при вычислении разностей могут использоваться и пссвдорадиальные скорости
Дизм/, так как ПРИ таком вычитании компенсируется неизвестное смеще-
ние Д1 ( в предположении, что это смещение одинаковое для различных спут-
ников). Навигационные параметры
[(х, - х)(х, - х) 4. (у, - y\yt - у) + (Zl - z)(zf - г)]
ДД- = 1----------------------------------1 _
Д/ Г
[Ь - х)(ху - х) + (уу - y\yj - у) + (zj - z)(z7 - z)]
Д)
Поверхности положения представляют собой поверхности тела враще-
ния, фокусами которого являются координаты центров масс i- и у-го НС.
54 Г л а в a 4. Методы решения навигационных зтджч
К
Так же как и для “дальномерных” методов, точность определения со-
ставляющих вектора скорости в разностно-радиально-скоростном методе сов-
падает с точностью определения тех же составляющих в псевдорадиально-
скоростном методе (см. гл. 6).
Достоинством разностно-радиально-скоростного метода является его
нечувствительность к нестабильностям эталонов частоты и другим неконтро-
лируемым смещениям частоты, а его недостатком — невозможность оценки
нестабильности эталонов частоты.
4.8. Комбинированные методы
Помимо перечисленных основных методов определения компонент век-
тора потребителя П возможны комбинированные методы, использующие кро-
ме СРНС дополнительные измерители координат, имеющиеся у потребителя.
Так, в дальномерном методе при наличии у потребителя измерителя высоты
Н можно вместо измерений трех дальностей до НС ограничиться измерением
двух дальностей. В этом случае навигационная функция будет включать два
уравнения вида (4.1), а третье необходимое уравнение дает измеритель высоты:
(Я3 + Н)2 =x2+y2+z2-
' ” ..................... /
Другой аспект использования комбинированных методов заключается в
замене совокупности одновременных измерений на комбинацию одновремен-
ных и последовательных измерений или на совокупность только последова-
тельных измерений, например определение координат потребителя разностно-
скоростным методом (4.5). В качестве другого примера можно привести псев-
додальномерный метод, который можно реализовать, заменив четыре одновре-
менных измерения по четырем НС на два последовательных измерения по
двум НС или на четыре последовательных измерений до одного НС.
Аналогичные комбинации возможны и для других методов.
4.9. Определение ориентации с помощью СРНС
До сих пор рассматривалась классическая задача определения координат
и вектора скорости потребителя. С развитием СРНС и совершенствованием
методов и аппаратуры приема и извлечения информации из радиосигналов
возникают потребности и возможности решения более сложных задач. Одной
из таких задач является определение ориентации потребителя (летательного
аппарата, морского судна или иного протяженного объекта). Решение этой
задачи может заключаться в следующем (4.8].
В двух точках потребителя (двух точках палубы корабля) А и В, располо-
женных на расстоянии d одна от другой (рис. 4.1), устанавливают два прием-
ника сигналов СРНС. Пространственная ориентация линии АВ относительно
^.Определение ориентации с помолцью СРНС
55
системы координат, связанной
с кораблем (связанной систе-
мы координат) известна. По-
этому знание ориентации ли-
нии АВ эквивалентно знанию
ориентации связанной системы
координат корабля.'
Ориентация линии АВ
определяется направляющими
косинусами cosy*, cosy^,,
cosvj/j, фиксирующими поло-
жение вектора АВ относитель-
но геоцентрической системы
координат OXYZ.
Пусть приемники, распо-
ложенные в точках А к В, из-
меряют дальности Дл и ДЬ\ до навигационного спутника HCi с известными
координатами {xj, yi, Zj}. Тогда разность фаз сигналов, принимаемых в точ-
ках А и В
Aq>! = 2я(Дв1-ДИ)Д,
(4.7)
где X — длина волны излучаемого НС сигнала. Параметр A<pi связан с уг-
лом yi между вектором АВ и вектором SlM, соединяющим середину базы АВ
и навигационный спутник HCj соотношением
cosy! = A<p!X/(2ju/).
(4-8)
С другой стороны угловой параметр Yi связан с направляющими косину-
сами cosx|*x, cos»|/y, cosvj/j выражением
cosyi.= Их! совфх + cos^j, +рг1 cos\pz,
(4.9)
где Pxi, Hii — коэффициенты, определяющиеся известными соотноше-
ниями через координаты HCi и точки М, которые могут быть вычислены на
основе дальномерных измерений До1 и Дм.
Уравнение (4.9) содержит три неизвестных величины — направляющие
косинусы cos^x» cos^y, cos»|/j. Для их определения необходимо иметь три
таких (независимых) уравнения, которые можно получить, например проведя в
58 Г л а в a 5. Радиосигналы и навигационные сообщения в СРНС
j2ntS(t,i)^^-dt = 0 ‘ (5.2)
минимальное значение произведения
ата f = l/(gI 2ap) (5.3)
Следовательно, повышения точности совместных оценок задержки сиг-
нала и доплеровского смещения частоты можно достигнуть за счет увеличения
произведения ар = В, которое получило название база сигнала. При выполне-
нии условия (5.2) справедливо неравенство сф £ 1 / 2 — соотношение неопреде-
ленности. Данное соотношение показывает, что сигнал не может иметь одно-
временно произвольно малую длительность и произвольно малую ширину
спектра. Таким образом, основным требованием к радиосигналам в СРНС яв-
ляется большая база сигнала.
Другое существенное требование — обеспечение мнргостанционного
доступа. При определении навигационных параметров потребитель должен
принимать сигналы от различных спутников, в том числе и одновременно, по-
этому у потребителя должна быть возможность одновременного доступа к сиг-
налам от различных спутников. Проблема многостанционного доступа решает-
ся путем временного, частотного или кодового разделения, сигналов, напри-
мер, в спутниковой навигационной системеОРЗиспользуется кодовое разде-
ление, в СРНС ГЛОНАСС — частотное.
Известно, что при ортогональности сигналов и их точной синхрониза-
ции методы временного, частотного и кодового разделения эквивалентны. Это
объясняет использование различных способов разделения сигналов в совре-
менных СРНС.
5.2. Функция неопределенности и выбор формы сигнала
Потенциальная точность измерений параметров сигнала достигается на
выходе оптимального приемника. В случае приема сигнала на фоне некорре-
лированного гауссовского шума оптимальный приемник представляет собой
согласованный фильтр или коррелятор. Коррелятор — это устройство, вычис-
ляющее корреляцию между входным и опорным сигналами. Отсюда возникает
интерес к корреляционным функциям сигналов.
Под корреляционной функцией р сигнала S(t) понимают [5.1, 5.4]
I «> | со
p(v) = - f S(t)S(t -v)dt = — f С(/Х(/)е*2^ df, (5.4)
-00 —co
где <?(/) — спектр сигнала; * — знак комплексного сопряжения.
Корреляционные функции принято выражать через комплексную ампли-
туду сигнала. Пусть имеем сигнал
5,2. Функция неопределенности и eiyffop Формы сигнала 59
S(t) = /i(/)cos(<i)o/ + <₽(/)) •
где й(/), <₽(/) — амплитудная и фазовая модуляция; <о0 — несущая частота
сигнала.
Комплексная амплитуда такого сигнала
Us(t) = A(/)exp(i<p(/)). (5.5)
Тогда корреляционную функцию (5.4) можно представить в виде
p(v) = 57 ]us(t)u;(t-v)dt.
— со
Здесь v — произвольный временной сдвиг.
Корреляционную функцию (5.4) иногда называют автокорреляционной
функцией, для подчеркивания ее отличия от взаимной корреляционной рю
функции, которая определяется соотношением, аналогичным (5.4), но в каче-
стве второй подынтегральной функции берется функция S^Z-v) любого дру-
-гого сигнала (вместо 5(/- v)), т. е.
1 “
Pbs(v) = 7 f - v)dt. (5.6)
— CO
Если в (5.4) под v понимать задержку сигнала т и ввести доплеровский
сдвиг частоты /доп, то для корреляционной функции можно записать [5.21
ш dt
р(т,/дол) = 57 JUs(tyj^t - т) е- 2^°"' dt = -----------------. (5.7)
-00
Функцию р(т, /До11) называют функцией неопределенности. Эту функцию
широко используют при выборе наилучшей формы сигнала.
Функция неопределенности обладает следующими свойствами:
наибольшее значение функция неопределенности принимает при
т = /доп =0> р(0,0) = 1; (5.8)
объем тела неопределенности р2(т,/доп) не зависит от вида сигнала
f 1р2(т-/доп)^/дОП = 2я. (5.9)
62 Г л а в а 5. Радиосигналы и навигационные сообщения СРНС
Соответствие между начальными фазами ФМн радиосигнала и значения-
ми символов ак и а.к кодовой последовательности:
Начальная фаза сигнала ................ О я
Символ кодовой последовательности:
Спектральные свойства ФМн сигналов определяются спектром импульса
и0(/) и кодовой последовательностью А. Обозначим спектр импульса
Go(o>) = j u0(t)e~‘mtdt. Для прямоугольного импульса
О
, . sinfcoT, / 2) , .
<70(и) = тэ ---—- ехр(- iитэ / 2). '
<отэ /2 ' ’
Спектр комплексной огибающей ФМн сигнала имеет следующий вид
L
б(и) = 1/с(7о(и) ak ехр(- i(k - 1)итэ). (5.12)
*=1
Сумма в правой части (5.12) является спектром кодовой последовательно-
сти А, которую обозначим как Я(и) = £ ak ехр(- i(fc - 1)а>тэ). Поэтому спектр
*=1
ФМн сигнала можно представить в виде произведения
С7(и) = г/сС70(ш)Я(со). (5.13)
Выражение (5.13) удобно тем, что можно сначала отдельно найти спек-
тры б0(и) и //(<>), а затем, перемножив их, — спектр ФМн сигнала. Анализи-
руя различные кодовые последовательности, можно исследовать отдельно их
спектры.
Спектр (5.13) определяет свойства сигнала в частотной области. Во вре-
менной области свойства сигнала описываются корреляционной функцией
р(т) = TF f - 0тэ) Ё^свда«о('-(т~ 0тэ)^ =
= 1 ml
= *Л«/яРо(т-(т“*)тэ)’ <5/,4)
L k~lm=l
где корреляционная функция видеоимпульса
1 w
Ро(т) = — J«o(z -(* - 1)тэ)"о(/ -(w - 0гэ + т)» (5.15)
Тэ -00
для прямоугольного видеоимпульса
5.4. Фазоманипулированные сигналы 63
PoW=-Tf«o(0«oe+^=|i!’,t|/T3) при!т!~Тэ: (516)
о [о при Н > Тэ.
С учетом (5.16) в соотношении (5.14) должно выполняться неравенство
т - (т - k)t3 < тэ . (5.17)
На практике, как правило, рассматривают не всю корреляционную
функцию (5.15), а ее значения при временных сдвигах на целое число дискрет
тэ поэтому введем дискретный параметр ц - 1,2 ... и рассмотрим значения
корреляционной функции в моменты времени т = ртэ. Из условия (5.17) полу-
чаем неравенство р-(т-к)<1, которому удовлетворяет лишь два целочислен-
ных значения р = т- к и ц = т - к + 1. Учитывая, что при первом значении ц
имеем ро = 1, а при втором ро =0, приходим к следующему выражению для
корреляционной функции ФМн сигнала
1
р(1‘) = V • <5-18>
1 Ы -
Таким образом, корреляционная функция ФМн сигнала в дискретных
точках сдвига т = ртэ определяется корреляционными свойствами кодовой по-
следовательности А (5.11).
Выше рассмотрен случай, когда принимается один импульс ФМн сигна-
ла, поэтому все приведенные формулы, в том числе и для корреляционных
функций лучше называть спектрами и корреляционными функциями одиноч-
ного ФМн импульса или, как иногда говорят в литературе, для “апериоди-
ческого режима работы”.
Кроме апериодического режима возможен также периодический режим,
когда сигнал излучается периодически с периодом, равным длительности пер-
вичного немодулированного сигнала хс - 1лэ . Фактически периодический ре-
жим работы соответствует непрерывному излучению высокочастотного коле-
бания Uс cos(<oqZ) , а модуляция его осуществляется периодической кодовой
последовательностью с длиной периода L и длительностью одиночного ви-
деоимпульса тэ . Для периодического режима Корреляционная функция ФМн
сигнала
1 L
(5.19)
L k-A
и число слагаемы в сумме равно L (в отличие от (5.18)).
64
Г л а в a 5. Радиосигналы н навигационные сообщения в СРНС
__________- •-*** * ' ' f .. -?• • ___g^-J-L - Ш-111ЧЦ . -
Итак, корреляционная функция ФМн сигнала (5.18), (5.19) определяется
корреляционными свойствами кодовой последовательности. Существуют раз-
личные кодовые последовательности с хорошими корреляционными свойства-
ми: кодовая последовательность Баркера; ^-последовательности; последова-
тельности Лежандра и Якоби и др. В СРНС используются А/-последова-
тельности, поэтому рассмотрим определения и основные свойства таких по-
следовательностей.
5.4.2. Af-последовательности. Основные свойства
Наиболее распространенными и хорошо изученными являются рекур-
рентные линейные циклические кодовые последовательности, которые формиру-
ются в результате циклических перестановок некоторого кодового слова
\t>i b2 ... йл-1), где элементы bt кодового слова принимают одно из возможных
значений из заданного алфавита (при использовании двоичного алфавита —
это 0 и 1). Устройством, реализующим циклические перестановки, является
многоразрядный (п-разрядный) сдвигающий регистр (5.6, 5.7], состоящий из п
последовательно соединенных двоичных элементов памяти, состояние которых
передается (сдвигается) на последующие элементы под действием тактовых
импульсов. Чтобы после п тактовых импульсов регистр не оказался “пустым”,
в схему вводится элемент обратной связи, осуществляющий логическую опе-
рацию над содержимым п разрядов регистра. Полученный результат поступает
на первый разряд. Схема такого регистра приведена на рис. 5.1, где bf J — со-
стояние z-го регистра на у'-м такте работы (или, другими словами, /-й эле-
мент кодового слова на у'-м такте), f(blj,b2j,...,b„j^ — логическая функция в
цепи обратной связи. Наиболее распространены и изучены регистры с линей-
ной обратной связью, в которых /(ft| j, b2 j.., b„ j j представляет собой сложе-
ние по модулю 2 (mod 2) всех или некоторых выходов регистров. Суммирова-
ние по mod 2 обозначается как ©, а умножение по mod 2 — как 0, поэтому
для регистра с линейной обратной связью получаем
/(^1,у Л,у,у) = (q ® bij)®(c2 0 hj) ©....© (с„ ©Z>„.y), (5.20)
где с, - коэффипис!/ты, принимающие значения 0 или 1.
Суммирование двоичных чисел по mod 2:
Рис. 5.1. Схема п- разрядного сдвигаю-
щего pciистра
ф 0 1
0 0 1
1 1 0
Умножение двоичных чисел по mod 2:
0 1
0 0 1
1 0 1
65
5.4. Фазоманипулированные сигналы
Последовательность на выходе л-разрядного сдвигающего регистра всегда
периодична, причем ее период L < 2я . В случае линейного сдвигающего ре-
гистра наибольший период £тах = 2я - 1. Любая выходная последователь-
ность, имеющая такой период, называется последовательностью максимальной
длины или М-последовательностью. Для каждого значения п существуют ли-
нейные последовательности максимальной длины.
М-последовательности имеют ряд замечательных свойств. Одно из них
(свойство уравновешенности) [5.6] состоит в том, что в периоде последова-
тельности (длиной Lmax) число нулей и единиц отличается на единицу. При
использовании двоичного алфавита символов ( 0 и 1 или —1 и 1) число еди-
ниц в последовательности равно 2я'1, а число нулей 2я-1 - 1.
Другое свойство — свойство корреляции: если последовательность по-
членно сравнивать с любым ее циклическим сдвигом на длительности перио-
да этой последовательности, то число совпадений меньше числа несовпадений
на единицу, т. е. число совпадений равно 2я-1 - 1, а число несовпадений 2я-1.
Следующее важное свойство — сумма (по mod 2) двух Л/-последо-
вательностей, сдвинутых одна относительно другой, является Af-после-
довательностью, вследствие того, что сдвинутые ЛТ-последовательности можно
получить с помощью одной и той же схемы.
Часто для описания работы сдвигающего регистра рис. 5.1 с линейной
обратной связью (5.20) используют характеристический многочлен (или порож-
дающий полином) [5.6, 5.7]
5(х) = с„хП + сл_1хя"'+. . ,+сцх + 1. (5.21)
Из теории Af-последовательностей известно [5.4—5.7], что характеристи-
ческий многочлен 5(х) степени п должен быть, во-первых, неприводимым,
т.е. его нельзя представить в виде произведения многочленов меньших степе-
ней, а во-вторых, он должен быть первообразным (примитивным) относи-
тельно двучлена xL + I, т. е. характеристический многочлен должен делить
xL +1 без остатка. Если характеристический многочлен является первообраз-
ным, то он является и неприводимым.
Известно, что если L = 2k - 1, то многочлен х1' +1 представляется как
произведение неприводимых полиномов степени не выше к . Каждый из этих
полиномов, а также их произведения, могут быть использованы как порож-
дающие полиномы. Известны таблицы [5.4] неприводимых многочленов до
степени к = 34 *
В п. 5.4.1 было показано, что корреляционные свойства сигнала зависят
от корреляционных свойств кодовой последовательности, поэтому рассмотрим
корреляционные свойства ^-последовательностей. Прежде всего согласно от-
меченному выше общему свойству корреляции можно сказать, что периодиче-
66
Г л а в а 5. Радиосигналы и навигационные сообщения СРНС
ская автокорреляционная функция кодовой ^-последовательности (5.19) имеет
боковые лепестки, равные -\/ L (где L длительность последовательности).
Вид периодической корреляционной функции приведен на рис. 5.2, а.
Апериодическая автокорреляционная функция, т. е. корреляционная
функция (КФ), вычисленная в соответствии с (5.18), существенно отличается
от периодической КФ. Ее типичный вид приведен на рис. 5.2, б. Из рисунка
видно, что боковые пики у непериодической КФ существенно больше, чем у
периодической КФ. Максимальное значение боковых пиков близко к 1 / -Jl .
Для непериодической КФ ^-последовательности можно вычислить статисти-
ческие характеристики, такие как среднеквадратическое значение боковых ле-
пестков, среднее значение их модулей и др. Расчеты показывают, что такие
характеристики для Af-последовательностей близки к аналогичным характери-
стикам случайных последовательностей, поэтому ЛГ-последовательности часто
называют псевдослучайными последовательностями (ПСП).
5.5. Навигационные сообщения в СРНС
5.5.1. Общие сведения
Передаваемое в радиосигналах навигационное сообщение предназначено
для проведения потребителями навигационных определений и планирования
сеансов навигации. По своему содержанию навигационное сообщение, переда-
ваемое каждым НС, содержит оперативную и неоперативную навигационную
информацию (НИ) 11.2, 4.5].
Оперативная информация (ОИ) относится к тому НС, с борта которого
передается данный навигационный радиосигнал, и содержит данные:
эфемериды НС, т. е. координаты и параметры движения спутника на
фиксированный момент времени;
сдвиг шкалы времени НС относительно системной шкалы времени;
относительное отличие несущей частоты излучаемого радиосигнала от
номинального значения;
5 5. Навигационные сообщения в СРНС________________________________ 67
иш ' 1111,1 ...
код метки времени, необходимой для синхронизации процесса извлече-
ния навигационной информации в аппаратуре потребителя.
Неоперативная информация (НОИ) содержит альманах системы, т. е.:
данные о состоянии всех НС системы (альманах состояния);
сдвиг шкалы времени каждого НС относительно шкалы времени системы
(альманах фаз);
параметры орбит всех НС системы (альманах орбит);
поправку к шкале времени системы относительно UTC (SU).
Навигационное сообщение формируется в цифровой форме. Для этого
каждый передаваемый информационный параметр подвергается квантованию
по уровню. Каждому уровню квантования ставится в соответствие кодовая
комбинация нулей и единиц. Систему соответствий между дискретными зна-
чениями параметра и кодовыми комбинациями называют кодом. Кодовую ком-
бинацию, соответствующую квантованному значению какого-либо параметра,
называют словом.
В СРНС навигационное сообщение передается в виде потока цифровой
информации (ЦИ). Скорость передачи информации в СРНС ГЛОНАСС со-
ставляет 50 бод. Структурно поток ЦИ формируется в виде непрерывно повто-
ряющихся суперкадров длительностью 2,5 мин, каждый из которых можно рас-
сматривать как одно сообщение. Структура сообщения (передаваемой инфор-
мации) оптимизируется таким образом, что объем суперкадра относительно
невелик (в СРНС ГЛОНАСС — 7 500 бит). В суперкадре передается полный
объем неоперативной информации для всех НС. Каждый суперкадр состоит из
5 кадров. Каждый кадр состоит из 15 строк и содержит полный объем опера-
тивной информации для конкретного НС и часть альманаха. Вся передаваемая
информация представляется в виде слов, каждое из которых занимает опреде-
ленное место в строке. Информационная строка кадра содержит 100 бит ин-
формации. В СРНС GPS скорость передачи ЦИ также составляет 50 бод,
структура потока цифровой информации аналогична и имеет параметры: дли-
тельность супсркадра — 12,5 мин; объем суперкадра — 37 500 бит; в суперкад-
ре 5 кадров по 5 строк каждый.
5.5.2. Помехоустойчивое кодирование навигационной информации
Для кодирования информации могут быть использованы различные коды
15.6—5.9 ] — простые (безызбыточные) и помехоустойчивые коды. К простым
кодам относятся, например, двоичный натуральный, симметричный двоично-
числовой, код Грея [5.6, 5.7]. Под помехоустойчивыми понимают колы, обла-
дающие избыточностью и позволяющие обнаруживать и исправлять ошибки,
возникающие при передаче из-за действия помех. В безызбыточном коде ис-
пользуются все возможные кодовые комбинации, поэтому ошибочный прием
лишь одного символа приводит к ошибочному приему всей кодовой комбина-
ции, так как различные кодовые комбинации могут отличаться только по од-
ной позиции. Это приводит к относительно низкой достоверности приема ин-
<j>8 л л а в а J. Радиосигналь. и иа»и1ициоиныу сообщу^ня » С. НС
формации. У помехоустойчивых кодов используются не все возможные кодо-
вые комбинации, а только некоторые из них, т. е. весь код обладает избыточ-
ностью относительно той части, которая применяется для кодирования ин-
формации. Оставшаяся часть кода может быть направлена на обнаружение
возможных ошибок и их устранение, т. е. на повышение помехоустойчивости.
Известны различные методы помехоустойчивого кодирования [5.8—5.10],
один из которых основан на использовании корректирующих кодов.
В настоящее время наибольшее распространение в практических систе-
мах получили двоичные равномерные корректирующие коды, так как они облада-
ют хорошими корректирующими свойствами и их реализация сравнительно
проста. Двоичные равномерные коды делят на блочные и непрерывные.
В СРНС используются блочные коды, когда цифровая информация пере-
дается в виде отдельных кодовых комбинаций (блоков) равной длины. Коди-
рование и декодирование каждого блока осуществляется независимо. Почти
все блочные коды относятся к разделимым, кодовые комбинации которых со-
стоят из двух различающихся частей: информационной и проверочной. Ин-
формационные и проверочные разряды во всех кодовых комбинациях разде-
лимого кода всегда занимают одни и те же позиции. Разделимые коды обычно
условно обозначают в виде (£6лЛ), где £бл — общее число позиций в блоке;
к — число информационных позиций.
Разделимые коды бывают систематические (или линейные) и несистема-
тические. Особенность систематических (линейных) кодов заключается в том,
что проверочные символы образуются различными линейными комбинациями
информационных символов. Систематические коды обстоятельно изучены.
Наиболее известны среди них циклические. Формирование циклических ко-
дов было рассмотрено в п. 5.4.2. Важными циклическими кодами являются
коды Хемминга, которые появились (исторически) раньше многих. Для них
найдены сравнительно простые методы реализации. Коды Хемминга исправ-
ляют одиночные ошибки в кодовом слове. Число символов слова кода Хем-
минга определяется соотношениями £6л =2л-1; к = 2” -1-п.
Основные параметры корректирующих кодов:
избыточность w = (£бл - к}/L6„ ;
кодовое расстояние (или расстояние Хемминга). Расстоянием d между
двумя кодовыми комбинациями называют число позиций, в которых эти ком-
бинации имеют разные символы. Расстояние между различными комбинация-
ми конкретного кода может быть различным. Минимальное расстояние r/min
между кодовыми комбинациями называют кодовым расстоянием;
число обнаруживаемых и исправляемых ошибок. Если код используется
только для обнаружения ошибок кратностью а , то необходимо и достаточно,
чтобы минимальное расстояние c/min > а + 1 . Чтобы можно было исправить все
ошибки кратности а и менее, необходимо иметь dmm > 2а + 1 .
5.6. Модуляция раоиосигнала навигационным сообщением
)
5?
5.6. Модуляция радиосигнала навигационным сообщением
5.6.1. Фазовая манипуляция радиосигнала
Сформированное тем или иным образом цифровое сообщение должно
быть передано с помощью излучаемого навигационным спутником радиосиг-
нала. Такая передача осуществляется путем модуляции одного из параметров
радиосигнала цифровым сообщением. Из теории статистической обработки
информации известно |5.2, 5.3], что наибольшей помехоустойчивостью обла-
дают противоположные сигналы, т. е. сигналы, взаимная корреляционная
функция (5.6) которых равна —1. При наличии аддитивного белого шума веро-
ятность ошибочного приема таких сигналов
рош =1-ф(72£/ЛГо)<
(5.22)
1 2
гле Ф(х) = -=|е ' dt — интеграл вероятности [5.11]; Ао/2 — односторонняя
V* о
спектральная плотность аддитивного шума.
Одним из широко используемых видов противоположных сигналов яв-
ляются фазоманипулированные сигналы с манипуляцией фазы на л. При ФМн
информация о передаваемой цифровой последовательности заложена в фазе
сигнала, так что на интервале времени [0, тс], где тс — длительность инфор-
мационного символа (для ГЛОНАСС тс = 20 мс), для радиосигнала можно за-
писать
5(г) = Uc соь(ш0/ + Отс ыро) = 0L/c cos(o0/ + <po); S = {0, 1} ; 0 = {1, -1}. (5.23)
Демодуляция ФМн сигнала на приемной стороне осуществляется с по-
мощью фазового детектора (ФД), в котором происходит умножение принятого
сигнала (5.23) на опорный сигнал 5011 (г) = cos(mQt + <pOII), где <pon — начальная
фаза, и выделение постоянной составляющей (рис. 5.3). На выходе фазового
детектора
«фд = 0£/с cos(<p011 -ФО).
Если фаза <роп опорного сигнала ста-
бильна на всем интервале наблюдения, то из
(5.24) однозначно определяется информа-
ционный символ 0 . Однако, если фаза <р0)1
но каким-либо причинам изменится на ±л,
(5.24)
Ене. 5.3. Структурная схема
фазовою детектора
70 Г л а в a 5. Радиосигналы и навигационные сообщения СРНС
то знак определяемого параметра 9 изменится на обратный. Это явление
называют обратной работой ФД. Очевидно, что такой режим работы фазо-
вого детектора недопустим, так как с момента перехода на обратную работу
последовательность символов 9fc; к = 1, 2... будет приниматься неправильно
до тех пор, пока не произойдет следующий скачок фазы на ±л .
5.6.2. Относительная фазовая манипуляция
Одним из путей устранения явления обратной работы ФД на приемной
стороне является отказ от классического вида противофазных ФМн-сигналов
и переход к относительной фазовой манипуляции (ОФМ) — методу русского
ученого Н. Т. Петровича.
Суть метода заключается в том, что отсчет фазы для каждого информа-
ционного символа 9fc; к = 1, 2... производится не относительно начальной
(для данного сеанса приема) фазы, а относительно фазы предыдущей посылки.
Пусть фу — фаза j -й посылки, a фу1 — фаза (у-1)-й посылки. Так как для
противофазного ФМН сигнала 9л = {0 или л}, то разность фаз между двумя
соседними посылками может также принимать только два значения:
I I (°>
Дф =|ФУ -Фу-1| = I
если Фу=Фу1;
если фу = фу । + л .
(5.25)
Из (5.25) видно, что, если скачок фазы опорного сигнала произойдет в
пределах (у-1)-й посылки, то соответствующий импульс на выходе ФД
“раздробится” на две части с разной полярностью. Можно показать [5.7], что в
результате такого эффекта возможен ошибочный прием двух соседних симво-
лов. Если скачок фазы произойдет точно на границе двух посылок, то непра-
вильно будет принят лишь один символ. Таким образом, перескок фазы опор-
ного сигнала на ±л при приеме ОФМ-сигнала приводит к появлению только
локальных ошибо!к, а не переход — на обратную работу в течении длитель-
ного времени, как это имеет место при приеме ФМн-сигнала.
Относительную фазовую манипуляцию можно рассматривать как допол-
нительную перекодировку исходной последовательности двоичных символов
[0
9* = j при к = 1, 2... Действительно, пусть 9fc: к = 1,2... — последователь-
ность символов, полученная после перекодирования. Тогда в соответствии с
принципом формирования ОФМ совпадение двух символов 9* и 9fc_! означа-
ет передачу исходного символа 9* =0, а в противном случае, когда символы
И &к-1 различны, передачу символа 9t =1. Формально это можно запи-
сать в виде алгоритмов:
5.7- Синхронизация в СРНС ГЛОНАСС
71
(5.26а)
(5.266)
Алгоритм (5.266) используется для перекодировки исходного потока
к = 1, 2... символов в поток к = \, 2..., соответствующий ОФМ, а
алгоритм (5.26а) — для обратного перехода от к = 1, 2 ... к исходному по
току символов Sfc; к = 1, 2 ... Оптимальный прием сигналов с ОФМ реализу-
ет устройство, приведенное на рис. 5.4, где УЗ — устройство задержки. Как
следует из рисунка, приемное устройство состоит из двух частей: устройства
оптимального приема противоположных сигналов (обведено штриховой ли-
нией) и устройства перекодировки последовательности к = 1, 2 ... в ис-
ходную последовательность к = 1, 2 ...
Наличие второго устройства приводит к изменению (увеличению) веро-
ятности ошибочного решения для
всей схемы по сравнению с (5.22),
справедливой для приема ФМн-
сигнала. Данная вероятность опреде-
дя_ется выражением [5.7]
Рис. 5.4. Схема оптимального прием-
ника сигнала с ОФМ
Рот ОФМ а 2^1 “ )] •
Энергетический проигрыш ОФМ-
метода по сравнению с ФМн не пре-
восходит 1 дБ.
5.7. Синхронизация в СРНС ГЛОНАСС
Для приема сигналов с ОФМ, близкого к оптимальному, необходимо
реализовать когерентный прием сигнала [5.7, 5.10], т. е. использовать фазовую
синхронизацию (ФС), которая осуществляется путем использования системы
фазовой автоподстройки (ФАП). Более подробно вопросы построения ФАП
будут рассмотрены в гл. 6.
При демодуляции двоичных символов навигационного сообщения в при-
емнике необходимо выделить импульсы символьной (тактовой) частоты, опре-
деляющие границы принимаемых символов, т. е. осуществить тактовую син-
хронизацию. Ввиду случайного характер? передаваемой информации спектр
радиосигнала не содержит составляющей тактовой частоты. Поэтому инфор-
мацию о тактовой частоте можно выделить только из сигнала, в котором мо-
дулирующие посылки меняют свое значение, т. е. при смене принимаемых
символов от 0 к 1 и наоборот. Так как смена 0 и 1 имеет неравномерное рас-
72 1 Хла1 15. Pat Ьсигна |иМ8 Баннон )е сооб >иия УНС
пределение, то могут появиться длительные интервалы времени, когда отсут-
ствует смена значения символов. При этом время установления тактовой син-
хронизации (нахождение правильной фазы символьной частоты) может суще-
ственно возрастать. Для устранения этого явления можно использовать допол-
нительный синхрокод, который складывается по mod 2 с символами навигаци-
онных данных. В СРНС ГЛОНАСС в качестве такого кода используется бид-
воичный (манчестерский) код с длительностью посылки тс м = тс / 2 (частота
100 бод). Благодаря бидвоичному кодированию всегда осуществляется практи-
чески равномерное распределение переходов от 1 к 0 и наоборот, в том числе
при передаче длинных массивов навигационных данных с преобладанием оди-
наковых символов. Это позволяет облегчить условия и уменьшить время уста-
новления тактовой синхронизации в приемнике.
Кроме тактовой синхронизации в приемнике необходимо определить
границы кодовых слов или некоторой совокупности (блоков) слов, т. е. осу-
ществить цикловую синхронизацию (ЦСХ) [5.7]. В СРНС ГЛОНАСС в качестве
таких блоков приняты строки навигационного сообщения. Цикловую синхро-
низацию обеспечивают с помощью специальных синхросигналов, которые в
аппаратуре ГЛОНАСС получили название “код метки времени”.
Сигналы навигационного сообщения, дальномерного кода, тактовой и
цикловой синхронизации связаны по фазе между собой (синхронны). Это дос-
тигается путем их формирования от одного синтезатора тактовой частоты.
Более подробно конкретная реализация системы синхронизации в СРНС
ГЛОНАСС будет описана в гл. 10.
Литература
5.1. Тихонов В. И., Харисов В. II. Статистический анализ и синтез радиотехниче-
ских устройств и систем. — М.: Радио и связь, 1991.
5.2. Тихонов В. И. Оптимальный прием сигналов. — М.: Радио и связь, 1983.
5.3. Перов А. И. Оценка параметров сигнала. — М.: Изд-во МЭИ, 1997.
5.4. Варакин Л. Е. Системы связи с шумоподобными сигналами. — М.: Радио и
связь, 1985.
5.5. Шумоподобные сигналы в системах передачи информации / Под ред. В. Б.
Пестрякова. — М.: Сов. радио, 1973.
5.6. Цифровые методы в космической связи/ Под ред. В. И. Шляпобергского. — М.:
Связь, 1969.
5.7. Борисов В. А., Калмыков В. В., Ковальчук Я. М. и др. Радиотехнические систе-
мы передачи информации. — М.: Радио и связь, 1990.
5.8. Кларк Дж., Кейн Дж. Кодирование с исправление ошибок в системах цифро-
вой связи; Пер с англ. — М.: Радио и связь, 1987.
5.9. Пенин П. И. Системы передачи цифровой информации. — М.: Сов. радио,
1976.
5.10. Спилкер Дж. Цифровая спутниковая связь. — М.: Связь, 1979.
5.11. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике. — М.: Наука, 1961.
Гл а в a 6
Методы и алгоритмы обработки сигналов
и извлечения навигационной информации
6.1. Общие сведения
Аппаратура потребителя предназначена: для приема сигналов от навига-
ционных спутников; выбора рабочего созвездия, т. е. выбора тех находящихся
в зоне радиовидимости навигационных спутников, из сигналов которых будет
извлекаться навигационная информация; определение вектора потребителя
П'=1хугД'Ух Vy Vz rf.
К современным СРНС предъявляются высокие требования по точности
навигационных определений. Это обусловливает необходимость рассмотрения
методов оптимальной обработки сигналов и извлечения информации при по-
строении приемоиндикаторов. По своей сути навигационная задача определе-
ния вектора потребителя П' является задачей оценивания координат объекта
(в общем случае подвижного) по наблюдениям сигналов от источников излу-
чения с известными координатами. Математическим аппаратом, позволяющим
проводить синтез оптимальных систем оценивания координат объекта, служит
теория оптимальной фильтрации [5.1, 6.1, 6.9—6.12].
Общая постановка задачи формулируется следующим образом. Пусть на
вход приемника СРНС поступает реализация y(t), представляющая собой ад-
дитивную смесь сигнала S(/, I, Э,ц) и помехи n(z):
у(0 = 5(Л1(П'),9,И)+л(0. (6.1)
Сигнальная функция 5(/,Х(1Г), 9,ц) в наблюдаемой реализации y(f) может
состоять из одного или нескольких сигналов, соответствующих, например
различным навигационным спутникам,
5(/,Х(П'),&>и)= ^ДЛХу(П'),9у-.И/), (6.2)
/=1
где Ху- — вектор радионавигационных параметров сигнала от у-го НС, т. е. тех
параметров, из которых извлекается навигационная информация; цу- — вектор
параметров сигнала, в которых не содержится навигационная информация,
поэтому их можно считать неинформационными; 9у — дискретный параметр,
74 Г л а в a 6. Методы и мго^игмьцобработки сигналов и извлечения НИ
несущий дополнительную навигационную информацию. Радионавигационны-
ми параметрами X. в СРНС являются (см. гл. 4) задержка сигнала т и допле-
ровское смещение частоты /доп (при приеме одновременно нескольких сигна-
лов в (6.2) запишем ту, fnon j', J' = 1»ЛГ)- Радионавигационные параметры сиг-
нала в свою очередь зависят от вектора И’ потребителя, т. е. т(П'), /доп(П')-
К неинформационным параметрам ц относится, например, амплитуда сигнала
А. Аддитивную помеху л(/) часто полагают белым гауссовским шумом с нуле-
вым математическим ожиданием и матрицей двусторонних спектральных
плотностей No /2. Сигнальная функция от j-го НС может быть описана соот-
ношением
Sj(t) = Ahj(t-ty)cos((<o0 + 2л/доп j)l +<Ру),
(6.3)
где А — амплитуда сигнала; hj(t - т) — модулирующая функция, обусловлен-
ная модуляцией дальномерным кодом и передачей навигационного сообщения;
Фу — случайная начальная фаза сигнала.
Задача синтеза оптимальной системы фильтрации формулируется как
отыскание такой системы, которая в результате обработки наблюдений (6.1) в
каждый текущий момент времени t формирует оценку П'(1) вектора потреби-
теля с минимальной дисперсией ошибки оценивания.
Теория оптимальной фильтрации позволяет решить сформулированную
задачу в общем виде [6.3]. Однако получающиеся при этом алгоритмы фильт-
рации достаточно сложны и в настоящее время не реализуются в существую-
щих приемоиндикаторах.
Для упрощения аппаратуры потребителя задачу получения оценок век-
тора П'(/) разбивают на два этапа обработки [1.4, 4.3, 6.4|: первичную и вто-
ричную.
На этапе первичной обработки решается задача фильтрации радионави-
гационных параметров сигнала, а на этапе вторичной обработки вычисляются
оценки вектора потребителя с использованием полученных на первом этапе
оценок радионавигационных параметров и соответствующих навигационных
функций.
6.2. Алгоритмы первичной обработки
Хорошо известно [5.1, 6.1, 6.10|, что успешное решение задачи фильт-
рации параметров радиосигнала возможно лишь в том случае, когда начальная
ошибка между истинным значением фильтруемого параметра и его оценкой
достаточно мала. Это обусловлено нелинейностью радиотехнической системы
6.2. Алгоритмы первичной обработки ; > 75
фильтрации и связанной с этим необходимостью “захвата” сигнала на устой-
чивое слежение за фильтруемым параметром. В связи с этим в радиотехниче-
ских системах, в том числе и радионавигационных, различают два режима: по-
иск сигнала и фильтрация (измерение) параметров. В режиме поиска сигнала
осуществляется грубая, и в то же время достаточная для дальнейшего захвата
системой фильтрации, оценка параметров сигнала (задержки и частоты), а в
режиме фильтраций параметров реализуется непрерывное и точное их из-
мерение.
Поиск сигнала и фильтрация его параметров проводят по каждому НС
отдельно, поэтому в дальнейшем рассматриваются алгоритмы обработки толь-
ко одного сигнала, опуская при этом, для удобства записи, индексу.
6.2.1. Алгоритмы поиска сигналов по задержке и частоте
С позиций теории статистического оценивания [5.2, 5.3] задача поиска
I у. !т
сигнала является задачей оценки его параметров X = |т УдОП| , которые прини-
маются постоянными за время наблюдения [0,7’] и выбираются из конечной
области [X-min Лшах]- Обычно возможные значения X полагаются равновероят-
ными. В этих условиях в качестве оптимальных оценок X чаще всего рассмат-
ривают оценки максимального правдоподобия [5.2, 5.3], т. е.
X = шах 1 иф^х), (6.4)
где — уловная плотность вероятности наблюдаемой на интервале
[0,7’] реализации Yf] = {у(/), /е[0, Т][ при заданных значениях X.
Il Т
т /аоп| амплитуду А и фа-
зу <р сигнала можно считать случайными неинформационными параметрами.
Поэтому, как следует из общей теории оценок параметров сигнала [5.2. 5.3],
для условной плотности вероятности можно записать
2ла>
И^Го^х) = ] | И-(гог|Х,ф, л) ^ор(ч>)^ор(А) dA <Лр, (6.5)
где — условная плотность вероятности наблюдаемой реализации
при фиксированных значениях параметров X, А, <р ; W^ap(<р), ИЛ,,,]/!) — априор-
ные распределения фазы и амплитуды сигнала соответственно, для которых
будем полагать (Гар(<р) = (ре[0, 2л]; ГИар(Л) = Л~ехр| - Ле[0,оо].
2к а£А V 1о1А)
76
Г л а в a 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ
Подставляя данные выражения в (6.5) и выполняя интегрирование, по-
лучаем, что условная плотность вероятности И^У^х) является монотонной
функцией достаточной статистики А'2(7’,Х), которая определяется соотноше-
ниями:
т
Х2(Т, X) = I2(T. X) + Q2(T, X); I(T, X) = J у(/) Л(г - t)cos ((«о + 2^)/) dt;
О
т
Q(T,X) = Jу(/) й(/-т)ьш((<о0 +2л/доп)/) dt.
О
(6.6)
Здесь ,Y(f,X) — огибающая на выходе согласованного фильтра; 7(/,Х), С(/,Х) —
соответственно синфазная и квадратурная составляющие.
С учетом отмеченной выше монотонности зависимости условной плот-
ности вероятности И^У^х) от достаточной статистики Х2(Т, X) для оптималь-
ной оценки (6.4) можно записать
Х = игах1 Х2(Т,Х).
(6.7)
Нахождение (поиск) решения в соответствии с (6.7) предполагает пере-
бор всех возможных значений из области определения [Хпцп.Хщах]- Для этого
при практической реализации алгоритма поиска область возможных значе-
ний задержек [Tmm.tmax] и доплеровских смещений частоты [/допmin,/допmax]
дискретизируется, т. е. считается, что параметры т и /доп могут принимать
дискретные значения ; i = l,)Vt и faonj, j = f В целях получения оцен-
ки (6.7) для каждой из пар , /доп j } вычисляется А'(т, г,,/доп j) > а в качестве
оптимальной оценки |т,/доп | выбирается та пара, которой соответствует зна-
чение максимальное т>/Доп) • При одновременном определении
х(т, т(,/доп у) для всех возможных сочетаний {ч,/допу}; i = 1,(VT ; J = \,Nf
говорят о параллельном поиске, что требует NxiV[ идентичных каналов обра-
ботки. Реализация приемоиндикаторов с такой обработкой проблематична.
Поэтому используют иные алгоритмы поиска, основанные на параллельно-
последовательном или последовательном просмотре области возможных зна-
чений т и /доп . Другим фактором, используемым в целях упрощения аппара-
туры потребителя, является замена процедуры вычисления и запоминания всех
6,2- Алгоритмы первичной обработки
77
возможных значений А'(7’, т(,/допу| с последующим выбором максимального из
них на алгоритм обнаружения сигнала в анализируемой ячейке. При этом в
простейшем случае некогерентный обнаружитель, вычисляющий статистику
х(т, т/,/доп/), последовательно анализирует ячейки из зоны неоп-
ределенности по задержке и доплеровскому смещению частоты. Найденное
значение т,-,/допу) сравнивается с пороговым и принимается решение о
наличии или отсутствии сигнала. При принятии решения об отсутствии сигна-
ла осуществляется переход к следующей ячейке анализа, а при положительном
решении вырабатывается команда на переход в режим непрерывного сопрово-
ждения по т и /доп . Если следящие системы по задержке и доплеровской час-
тоте успешно захватывают сигнал на сопровождение, то принимается решение
о прекращении поиска, в противном случае процедура поиска возобновляется.
Упрощенная схема устройства поиска приведена на рис. 6.1. Входная
реализация после предварительного усиления, понижения частоты до проме-
жуточной и усиления усилителем промежуточной частоты (УПЧ) поступает на
умножители каналов формирования синфазной / и квадратурной Q состав-
ляющих.
По команде блока управления поиском в синтезаторе частот устанав-
ливается частота fwj, такая, что = /11₽, где fs = /0 + /доп j — частота
сигнала, принятого от НС; /пр — промежуточная частота усилителя промежу-
точной частоты (УПЧ). Блок управления поиском выдает также команды в
блок управления задержкой кода для формирования задержки т; опорного
сигнала, соответствующей анализируемой ячейке. Синтезатор частот выраба-
тывает опорное колеба-
ние cos(<oС1)у). На выхо-
де генератора кода ПСП
вырабатывается модули-
рующая функция
соответствующая задан-
ной кодовой последова-
тельности (дальномерно-
му коду) и сдвинутая на
т,-. На выходе первого
умножителя формируется
опорный сигнал h(t - т,) х
х cos^<oCH jt^, который по-
Входной
сигнал
J~x j____' Интиретор
) | "со сбросом
-----• п/2 ' !-
' 'Г
Интегратор
со сбросом
|Т " “I
। Генератор |
| кода ПСП Г
> Блок управ-
ления задерж-
1 кой кода
ступает на умножитель
Синтезатор
частот
, генератор
рдения сдвигом
Блок
управления
поиском
H Пороговое j
устройство j
Рис. 6.1. Схема системы поиска сигнала
т
<г
П Гл а в а 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и излечения НИ
канала формирования синфазной составляющей I, а сдвинутое на я/2 коле-
бание поступает на умножитель канала формирования квадратурной состав-
ляющей Q. Напряжения с выходов умйожителей поступают на интеграторы
со сбросом, начало и конец интегрирования в которых определяется коман-
дами, поступающими от блока управления задержкой кода. В момент сброса (в
конце интервала интегрирования) напряжение с выходов интеграторов посту-
пает на блок формирования квадрата огибающей I2 + Q2 , а затем на порого-
вое устройство, в котором принимается решение об обнаружении
(необнаружении) сигнала. Данные об обнаружении сигнала передаются в блок
управления поиском, где принимается решение о последующем поиске или
переходе в режим непрерывного сопровождения.
6.2.2. Алгоритмы фильтрации фазы, задержки сигнала
и оценки дискретного параметра
В отличие от алгоритма поиска сигнала, где реализуется некогёрентная
обработка принимаемого сигнала, в режиме фильтрации информационных па-
раметров используется квазикогерентная обработка [5.1, 5.2], т. е. совместная
фильтрация, информационных параметров и фазы сигнала (неинформацион-
ного параметра).
Для решения задачи синтеза оптимальной системы фильтрации радиона-
вигационных параметров сигнала представим описание сигнала (6.3) в виде
5(z) = Ah(t - т) cos((<o0 + Зя/доп )t + <po) = ЛАд-кС* - т) cos(<o0f + 9(/ - т)л + ф(/)) , (6.8)
где йдк(1) — модулирующая последовательность, соответствующая дальномер-
ному коду (5.10), один период (длительностью 1тэ) которой описывается
Адк(0= 2>*ио(/-(*_1)тэ); 'б[0,£тэ].
(6.9)
Параметр 9 в (6.8), описывающий навигационное сообщение, пред-
ставляет собой последовательность нулей и единиц, смена которых проис-
ходит в фиксированные моменты времени tk , такие, что tk - tk_x = Тси - const.
Данную последовательность удобно представлять в виде однородной марков-
ской цепи с матрицей перехода tty =0,5; i,j = 0,1 .
Фазу ф(/) можно описать компонентой в общем случае многомерного
марковского процесса хф(г), т. е. ф(г) = сфхф(г), где сф = | 1 0 0 ... 0 |т — п-
мерный вектор; х(/) описывается векторным уравнением
6.2. Алгоритмы первичной обработки
79
~ ®фхф + >
(6.10)
где ₽ф, Сф— матрицы размера лхл и лхт соответственно; цф(/) — т-
мсрный вектор белых гауссовских шумов с нулевыми математическими ожи-
даниями и матрицей спектральных плотностей Nn9/2.
Наиболее часто используются модели
<КО = ПФ0. <611>
что соответствует сф = 1, £ф = 0, 6ф = 1;
Лр /л
0 1 0
что соответствует сф = | 1 0 |т; F9 - 0 0 ; с, = 1
(6.12)
= со
Лйф ^*ф / \
i = ^Г=Е*; -F = n’w
(6.13)
что соответствует
Сф =1 1 00 |т;
Аналогичное представление в виде компоненты многомерного марков-
ского процесса принимается для описания изменения во времени задержки т
сигнала, т. е. т = с’хх,
= FTxt +GTnT(z), (6.14)
где FT, GT — матрицы размера йхй и п х т соответственно; цт(/) — т- мер-
ный вектор белых гауссовских шумов с нулевыми математическими ожида-
ниями и матрицей спектральных плотностей N^/2. Шумы qt(/) и цф(/) по-
лагаются некоррелированными.
Общее решение задачи оптимальной непрерывно-дискретной фильтра-
ции, т. е. совместной фильтрации параметров сигнала, одни из которых меня-
ются непрерывно, а другие — дискретно, дано в {6.2]. Конкретизация общих
соотношений в рассматриваемой задаче приводит в* комплексной системе
фильтрации, включающей дискриминаторы задержки и фазы сигнала и сгла-
живающие фильтры для оценок задержки и фазы {6.7, 6.8]. В комплексной
системе фильтрации каждая из оптимальных оценок тиф формируется после
обработки сигналов с выходов двух дискриминаторов (задержки и фазы). Од-
80 Глава 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ
нако это приводит к достаточно сложной системе, поэтому на практике оцен-
ку задержки сигнала формируют по сигналам временного дискриминатора, а
оценку фазы — по сигналам фазового дискриминатора, т. е. перекрестные свя-
зи между “разноименными” оценками и дискриминаторами не учитываются.
Уравнения оптимальной фильтрации без учета указанных перекрестных связей
и при выполнении условия > 2 (при работе приемоиндикаторов в
реальных условиях) имеют следующий вид:
-#=F’X
+ RTcT2ziyj1 th-
I Hv)aak(v - ?) cos(“ov +
«*
x y(r) ........-— cos(co0/+ <p); t
Лч> V -
—— = F x
dt ф ф
th-
- R^/tVo1
2/4
T7~ f Hv)Aa к (v - ?) cos(“ оv + tydv
/о tk
x у(0Ад. к (t - *) sin(“ о t + <p); t e , tk+1 ];
если | y( v)/ifl к (v - r) cos(co q v + <p)dv > 0 ;
‘k
6t+i
если j y(u)hn K (v - r) cos(<o 0 v + <pjdv < 0 ,
‘k
(6.15)
(6.16)
(6-17)
где th(«) — функция гиперболического тангенса; R, и R? - матрицы диспер-
сий ошибок фильтрации векторов хт и хф соответственно, которые удовле-
творяют уравнениям Риккати
-^ = FTRz +rtftT -IR^^cjR,;
= f9rq + rqf; +g(Pnwg; - ir^s^-'cJr,, ,
(6.18)
(6.19)
где 5ДТ , 5Дф — крутизны дискриминационных характеристик дискриминатора
задержки сигнала и фазового дискриминатора.
Уравнение (6.15) описывает канал оценки задержки сигнала т = с^хт;
(6.16) — канал оценки фазы сигнала ф = сфхф; (6.17) — оценку дискретного
параметра (6.18)—(6.19) — коэффициенты усиления в системе.
6.2. Алгоритмы первичной обработки 81
Схема следящего измерителя, описываемого уравнениями (6.15)—(6.17)
приведена на рис. 6.2, где Кх = RT ст, Кф = Яф сф — векторы коэффициентов
усиления сглаживающих фильтров каналов оценки задержки и фазы сигнала.
Канал оценки задержки сигнала включает дискриминатор задержки,
сглаживающий фильтр и генератор кодовой последовательности. Дискримина-
тор задержки сигнала вырабатывает напряжение, пропорциональное рассогла-
сованию истинного значения -задержки т и его оценочного значения т.
Структура сглаживающего фильтра определяется принятой моделью изменений
задержки (6.14). Генератор кода формирует кодовую последовательность,
сдвинутую на время, равное оценке т задержке сигнала, и последовательность
Эйд - £)/ai. Последнюю часто формируют в виде конечной разности двух
сдвинутых исходных кодовых последовательностей в соответствии с алго-
ритмом
дйд.к(< ~ т) йдк(/ - т + Ат / 2) - йд к(/ - т - Ат / 2)
Эт Ат
где Ат — интервал, равный длительности тэ элементарной посылки.
Рис. 6.2. Схема следящего измерителя
82 Г л а в a 6. Методы и алгоритмы обмбрткисвгн^довмизвлечения НИ
Канал оценки фазы (система фазовой автоподстройки ФАП) включает
фазовый дискриминатор (ФД), сглаживающий фильтр и генератор сигнала
(ГС) с частотой /о- В отличие от обычного [5.7, 5.9] фазовый дискриминатор
в данной схеме включает два перемножителя. Среднее значение напряжения
на выходе первого и второго перемножителей
1/1 » -cos(a>0Z + Эя + <p)sin(<oot +ф) = 0,5sin(8n + ф - ф);
U2 >» яп(Эя +ф- ф)соб(Эя +ф-ф) = 0^яп2(ф- ф).
(6.21)
Таким образом, ФД приведенной схемы имеет стандартную дискримина-
ционную характеристику вида яп2Дф.
Заметим, что в оптимальной системе фильтрации фазы сигнала в начале
дискретной посылки (t = tk) коэффициент усиления петли ФАП близок к ну-
( 2/4 t
лю, так как limth----fy(v)/iaK(v-tJcos^qZ+ $)dv =0, а в конце посылки бли-
*-»** lk )
зок по модулю к единице, так как в реальных условиях эксплуатации
I Л2Тси / No > 21 и, следовательно,
10^ ^Jt+1
thМ— fy(v)AaK(v-?)cos(<i>0r + $)dv »±1.
И» tk
Структура сглаживающего фильтра канала оценки фазы определяется
принятой моделью изменения фазы (6.10), например, для модели (6.12) сгла-
живающий фильтр представляет собой два интегратора и демпфирующее зве-
но. Приведенная на рис. 6.2 схема системы фильтрации устойчива при усло-
вии захвата сигнала каналом оценки фазы и вхождения в синхронизм. По-
следнее обеспечивается лишь в том случае, если начальное расхождение частот
принимаемого сигнала и ГС не превышает полосы захвата системы ФАП.
Обычно после режима писка априорная неопределенность по несущей частоте
ДСс ю500Гц, что превышает полосу захвата ФАП (4СЗХ »50 Гц), поэтому непо-
средственно после режима поиска сигнала предусматривается дополнительный
режим автоматической подстройки частоты (АПЧ), реализуемый с помощью
системы частотной автоподстройки (ЧАП).
Для построения системы ЧАП необходимо иметь частотный дискрими-
натор, напряжение на выходе которого пропорционально разности частот Д/с г
принимаемого сигнала и ГС. Такой частотный дискриминатор можно сформи-
ровать алгоритмически, обрабатывая сигналы /(/) и С(/), поступающие на
вход второго умножителя фазового дискриминатора. Действительно, проинтег-
6'2- Алгоритмы первичной обработки
83
рируем 2 раза I(t) и Q(t) на последовательных интервалах времени + Г] и
[tk+T,tlc+2T]:
tk+T tk+2T tk + T tk±2T
/*4 = P('P'; ha= M')*; Gfc,i= ew = fePK (6.22)
>k 1k+T tk tk + T
Для меняющихся во времени фазы <р(/), ее оценки ф(/) и достаточно ма-
лых интервалов времени Т можно записать
Д<р(/) «; Аф(/) « 2чГдоп/, (6.23)
1 ftp
где /доп ~ -
2л 81 t = tk
/доп
1 Эф
2л 8t
Тогда, с учетом (6.21)—(6.23), имеем
Cfc.t ю ТТУ—РМ8* + ММ+ 2я^.г7’) - cos(sk + Дф(4))];
^я^Ус.г1 J
Ct,2 » гяд/Ч008^* + ММ+4я^с гГ) “ cos(s’c + ММ+ 2я^с гГ)]
1кЛ “ 2лд/~[М8* + ММ + 2®Ус.г7’) - Sin(8jt + ММ)] >
Л,2 « [sin(&7r + Дф(М + 4xVciT)- «п(»л + Лф^) + 2xA/cr7j] •
(6.24)
Определим процесс на выходе частотного дискриминатора выражением
«/ = Ik,lQk2 -Jk^Qk,l-
(6.25)
Подставляя (6.24) в (6.25) и выполняя необходимые преобразования, по-
лучаем
, J sin(xA/c тТ)
f « sin(2Wc.rT
(6.26)
Выражение (6.26) описывает характеристику частотного дискриминаци-
онную, вид которой приведен на рис. 6.3. Такая дискриминационная характе-
ристика обеспечивает устойчивое слежение по частоте если начальная
ошибка лежит в пределах ее главного лепестка, т. е.
|ДГС.г| < Полагая, что
после режима поиска диапазон неопределенности по частоте составляет
Д/с =500Гц, находим требуемое время интегрирования Т = 1 мс.
84 Глава 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ
Ряс. 6.3. Характеристика частотного
дискриминатора
Следящая система частотной
автоподстройки замыкается через
сглаживающий фильтр, в качестве
которого обычно используют фильтр
второго порядка с операторным ко-
эффициентом передачи К(р) =
Л70(1 + р7ф)
= —1—s----L , где Ко — коэффициент
Р
усиления фильтра; Гф — постоянная
времени.
6.3. Алгоритмы вторичной обработки
В результате первичной обработки радионавигационных сигналов оцени-
ваются (измеряются) радионавигационные параметры (задержка т, и допле-
ровское смещение частоты /доп/) Для каждого из НС (7 = 1,4.) выбранного ра-
бочего созвездия. Как отмечалось в гл. 4, радионавигационные параметры свя-
заны с параметрами потребителя через соответствующие навигационные
функции. В СРНС используются псевдодальномерные методы определения
координат (см. § 4.3) и псевдорадиально-скоростной метод определения со-
ставляющих скорости потребителя. Для реализации этих методов необходимо
измерять радионавигационные параметры относительно четырех НС, а в каче-
стве навигационных функций использовать соотношения (4.3), (4.6).
Для решения нелинейных уравнений (4.3), (4.6) можно применять как
прямые, так и итерационные алгоритмы решения нелинейных задач.
Прямые алгоритмы можно использовать для начального определения
вектора П*(/) при значительной априорной неопределенности относительно
координат потребителя. Они дают практически точное решение системы, со-
ставленной из i уравнений с I неизвестными.
6.3.1. Итерационные алгоритмы определения координат
Итерационные алгоритмы можно использовать для уточнения априорных
значений координат потребителя путем отыскания поправок к ним в процессе
последовательных приближений.
Суть итерационных алгоритмов решения систем из п уравнений вида
h(u) = O,
(6.27)
6.3. Алгоритмы вторичной обработки 85
где и — вектор размерности п, заключается в следующем [5.11]. Уравнение
(6.27) приводят к виду
и = <р(и).
(6.28)
Выбирают некоторое начальное приближение и вычисляют последо-
вательные приближения
i(7+1) =ф(и{7)); j=0,I, 2...
(6.29)
Итерационный процесс продолжается до достижения требуемой точно-
сти решения.
Имеется много способов приведения уравнения (6.27) к виду (6.28). Ши-
роко используется метод Ньютона, как наиболее просто реализуемый и быстро
сходящийся. В этом методе функцию h(u) раскладывают в ряд в точке с
использованием лишь линейного члена разложения
(6.30)
Здесь и в дальнейшем в книге принято определение производной от ска-
ляра /(х) по вектору как вектор—столбец
#(х) _ # # df
dx dx\ dx-i dx„
Полагая, что матрица невырожденная, получаем уравнение
типа (6.29) **
(6.31)
86 _ Г л а в а 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ
Вычисленное таким образом значение в принимают в качестве нового
значения итерационной процедуры, т. е. в^+1» = и.
Проиллюстрируем последовательности итерационных расчетов для зада-
чи определения координат потребителя в псевдодальномерном методе, где оп-
ределяемыми параметрами являются в = х = |ху z Д'|т ; исходными данными —
координаты НС х(, у/, z-t; / = 1,4; начальные приближения координат потреби-
теля А у’0’, z^, Д'^ ; измеренные на этапе первичной обработки дально-
сти Дизм /; ‘ - И до четырех НС
Дтм1 = Дизм/ + П/> (6.32)
где ДИЗ„/=Д/+Д'; Д/ =[(х,-х)2+(у,--у)2+(z(-z)2] 7 . (6.33)
Определим функцию йДх, у, z, Д’) = Дизм/ ~ ДИзм(- Тогда, вводя векторы
Дизм “ |Дизм1 Дизм 2 ДизмЗ ^изм4| > Дизм — |Дизм1 -^изм2 ДизмЗ Дизм4Г. ДЛЯ про-
изводной (6.30) можно записать
Лт(в)/ац = -^%^, (6.34)
а уравнение (6.31) при и -> х преобразовать к виду
(6.35)
Элементы матрицы <ЭДиЗМ/<5х определяются соотношениями
5Дизм/(*>У.г,Д') xt-x 5Дизм,(х,у,г,Д') У!-у
Эх Д1 * ' ду Д1
ЭДИЗм1(х,УЛ,Д’) Z/-Z 5Дизм/(х.у,г,Д')
-------* = —=-cosy,; ---—--------= 1, (6.36)
oz---------------------------------------------------------------Д, дД
где а/( pj, у,- — направляющие косинусы радиуса-вектора, соединяющего по-
требителя и /-й НС.
Для нулевого приближения значений координат потребителя
х(°)) yl0), j(0), Д^ ВЫЧИСЛЯЮТ Дизм/ (А у(°), Z(O), Д'(о)) по (6.33) и элемен-
ты матрицы производных (6.34) по (6.36). Далее по (6.35) находят первое при-
ближение хС), у’1’, z^\ Д'^ , которое используют в качестве начального для
6 3. Алгоритмы вторичной обработки
87
второго приближения. Затем вся процедура повторяется. Вычисления заканчи-
ваются когда выполняются условия
|Х(ЛЧ _х(1)|<8х- pH) _y(j)|<;8ji;p) |д.(М) _ 8д.,
где 8Х, 6^, 8г, 8д. — заданные погрешности нахождения координат.
6.3.2. Определения координат при избыточности измерений
Итерационный алгоритм определения координат (6.31) получен в пред-
положении невырожденности матрицы дЬт(х^)/йх. Применительно к задачам
навигационных определений это означает, что число определяемых парамет-
ров потребителя должно быть равно числу измерений, например, в рассмот-
ренном выше примере определялось четыре параметра потребителя
{ х, У> Z, Д‘ }и использовались измерения псевдодальностей до четырех НС. В
то же время потребитель часто работает в условиях, когда в зоне видимости
находится более четырех НС, и в приемной аппаратуре возможно получить
большее число измерений N > 4. Физически понятно, что обработка большего
числа измерений должна повысить точность, поэтому желательно иметь соот-
ветствующий алгоритм определения координат потребителя при избыточности
измерений.
Такой алгоритм может быть найден при решении задачи оценивания по
методу наименьших квадратов [6.6].
Суть метода заключается в следующем. Имеем вектор измерений у раз-
мерностью У, который линейно зависит от вектора постоянных оцениваемых
параметров х размерностью л , т. с.
y=Hx + q, (6.37)
где ц — вектор ошибок измерения.
Ставим задачу нахождения такой оценки й параметров, которая ми-
нимизирует квадратичную форму
с2 = (у - Нх)т(у - Нх). (6.38)
Решение задачи ищем путем прямого дифференцирования г.2 по х и
приравнивания нулю полученной производной
---= -2Нт(у-Нх) . =0.
<Эх v 'х = х
Полагая, что матрица 1НТН1 невырожденная, находим решение данного
уравнения
88
.Гдвва <L Методы и алгоритмы обржботкясигиалови извлечения, НИ
х = (нтн) ‘нту . (6.39)
Можно показать (6.6], что решение (6.39) является необходимым и дос-
таточным условием минимума квадратичной формы (6.38).
Применим данную процедуру к задаче навигационных определений
при использовании псевдодальномерного метода. В этом методе измеряют-
ся псевдодальности Диам/• * = ЬN до Nспутников (6.32), а определению
подлежит вектор х = |х у z Д'|т •
Объединим все измерения ДЮЫ) в одно векторное
Дизм — Дизм (х) + Л • (6.40)
Пусть х0 — некоторое начальное приближение искомого вектора х.
Разложим функцию Дизм(х) в ряд в точке х0 и ограничимся линейными чле-
нами разложения
Диэм(х) — Дизм(хо)
ЭДизм(хо)
дх
(6-41)
Определим в качестве вектора у измерений в (6.37) разность
У ~ Дизм Дизм (хо)
ЭДизм(хо) -
------5--- х0 •
дх
Подставив (6.41) в (6.40), с учетом (6.39) запишем
дДизм(хо)
дх
х +1) .
У =
Сопоставляя данное соотношение с (6.37), получаем, что матрица Н
для рассматриваемой задачи определяется соотношением
ЭДизм(хо)
дх
(6.42)
Н =
Теперь задача навигационных определений полностью формализована в
виде (6.37). Поэтому, используя решение (6.39) этой задачи по методу наи-
меньших квадратов и переходя к исходным обозначениям, получаем
х = (нтн)-1нту = - ДИзм(хо) + Нх0) =
= х0 + (нтн) * Нт^Диам - Дизм(х0)), (6.43)
где Н — матрица, определяемая выражением (6.42), а ее компоненты вычис-
ляют аналогично тому, как это было сделано в (6.36).
•^б^^Алго^тмывщоричроИоб/аботки, • j ' ‘ ~ . . . ।. 89
Уравнение (6.43) позволяет определить оценку х вектора потребителя,
имея начальное грубое приближение х0 и измерения псевдодальностей Дизм1
до # навигационных спутников.
Если число измерений совпадает с числом определяемых параметров и
матрица Н невырожденная, то уравнение (6.41) преобразуется к виду
х = х0 + Н-1(ДИЗМ - Дизм(х0)), (6.44)
т. е. полностью совпадает с (6.35).
При неравноточных измерениях в (6.37), определяемых корреляционной
матрицей м{гщт} = Rn, для получения оптимальных оценок используется
квадратичная форма вида
г2 =(y-Hx)TRn1(y^Hx), (6.45)
а выражение (6.39) для оптимальной оценки принимает вид
х = (htR~1h)-1 HTR-‘y . (6.46)
Аналогичным образом изменяется и уравнение (6.44)
х = х0 +(htR-1h)’*HtR-1(Ah3M - Дизм(х0)) . (6.47)
6.3.3. Сравнение точности оценок координат потребителя,
полученных псевдодальномерпым и разностпо-
дальномерным методами
При использовании псевдодальномерного метода определения координат
потребителя оценивается вектор х = |ху?Д'|т. В общем случае, когда изме-
ряются псевдодальности (6.40) до У спутников и измерения неравноточны,
решение задачи по методу наименьших квадратов определяется общим уравне-
нием (6.47) или эквивалентным уравнением (см. (6.43))
х = (htR“1h)’1HtR“1^h3M - Дизм(хо) + Нхо).
Представим вектор х в виде х = | хт Д' | * где х = |хуг|т. Тогда измере-
ния (6.40) можно представить
Дизм ~ Д + Д' I + И j
адт(х0)
90 Г л а в a 6. Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ^
где Д = |Д1Дг- д#Г — вектор истинных дальностей до спутников ( Д/ оп-
ределяется соотношением (6.33)), 1 = | 1 1... 1 |т — ^-мерный вектор, состоя-
щий из единиц.
С учетом введенного вектора х преобразуем матрицу Н (6.42) к виду
H=|G l|, (6.48в)
где
— матрица размера Nx3. (6.486)
Теперь уравнение (6.5) с учетом определения компонент вектора ДИзм
(6.33) можно записать в виде
х - - д(й0) + (Я0). (6.49)-
Из этого уравнения видно, что оценка вектора х потребителя не зави-
сит от начальной оценки Дй смещения Д'.
Напомним, что оценка (6.49) является оптимальной оценкой, которая
минимизирует квадратичную форму (6.45). Запишем данную квадратичную
форму с учетом введенного вектора х и представлений (6.48 а, 6)
е2 =(у-Сх-Д'1)1К-1(у-Сх-Д'|), (6.50а)
где
У = Диам -Д(х0) + Сх0. (6.506)
Рассмотрим разностно-дальномерный метод определения координат по-
требителя. Согласно этому методу (см. § 4.4) из измерений (6.40), с целью ис-
ключения зависимости от смещения Д', формируются разностные измерения,
например типа
= Дизм/ -Дизм1 = Д/-Д1+П/ -ПН » = 2,ЛГ, (6.51)
где Д, по-прежнему определяются соотношением (6.33).
В векторной форме разностные измерения (6.51) принимают вид
ДДизм - ВДизм - ВД + Вт] ,
6.3- Алгоритмы вторичной обработки
91
где
- 1 1 0 ... О
- 1 О 1 ... О
- 10 0 ... 1
матрица размером (N - 1).х .
Заметим, что если все разностные измерения (6.51) формировать относи-
тельно j-го, а не относительно первого, то положение 1 и -1 в каждой строке
матрицы В изменится, но в строке, по-прежнему, будет одна 1 и одна -1. По-
этому при любых разностных измерениях BI = 0 , где 0 обозначен TV-мерный
вектор, элементами которого являются нули.
Разложим функцию Д(х) в ряд в точке некоторой начальной оценки х0
Д(х) = Д(хо)
дДт(хр)
дх
(х - х0) = Д(хо) + G(x - х0),
где G— матрица, определяемая формулой (6.486).
Для задачи разностно-дальномерных измерений квадратичная форма
(6.45) принимает вид
е2 = (у - BGx)T(BRnB)’ '(у - BGx),
(6.52а)
где
У = ВДиэм - ВД(х0) + BGx0 • (6.526)
Оптимальная оценка х по методу наименьших квадратов определяется
соотношением (6.46) или в развернутом виде
х = |gtBt(bR,1Bt)“1BG^ GTBT(BRnBTp'y =
= [GTBT(BRnBT)-,BGl GTBT(BRnBT) *В^ДИЗМ - д(х0) + Gxo). (6.53)
Покажем, что оценка координат потребителя (6.534) может быть получе-
на и из псевдодальномерного метода. Для этого Ледем матрицу
Т =
gtbt(br4b) ’bg] ствт(ввпв) ’в
(lTR-1l)‘*lTR-1
(6.54)
92 Глава 6, Методы и алгоритмы обработки сигналов и извлечения НИ
Пусть Т-1 — псевдообратная матрица [5.11], так что Т-1Т = ТтТ"т = I,
где I — единичная N х N матрица.
Рассмотрим квадратичную форму (6.50 я) для псевододальномерного
метода и представим ее в виде
е2 = (у - Gx - Д' 1)t(t’T-t)r-*(т'*т|(у - Gx - Д' 1) =
= (ТУ - TGx - ТД' |)1(Т»ЛТТ)-1(ТУ - TGx - ТД' 1).
Прямой подстановкой (6.54) можно показать, что
(6-55)
л-i = GTBT(BRnBT) *BG 0
’ 0 lTR-‘l
Ty-TGx-ТДЧ
Рту-Х
YT(y-Gx)'
Таким образом, квадратичная форма (6.55) представляется в виде двух
слагаемых
с2 =(x-pTy)TGTBT(BRnBT) 1BG(x-pTy) + [^'-YT(y-Gx)]2|TR"1l. (6.56)
Оптимальная оценка вектора потребителя х = | хт Д'| ищется путем ми-
нимизации квадратичной формы (6.55) или, что то же самое, (6.56). Но в
(6.56) первое слагаемое не зависит от параметра Д', поэтому выполним ми-
нимизацию в два этапа
гшпе2(х,Д') = тт(гшпе2(х,Д'
v ' ' v I ГТ' '
(6.57)
Выполняя минимизацию- по Д'
пипе2(х, Д') = пип (Д' - 7т(у - Gx)|2|TRn’l ,
получаем
Д' = Тт(у-6х) (6.58)
для каждого значения х .
Выбирая оптимальную оценку в виде (6.58) и выполняя минимизацию в
(6.57) по х
min е2(х, Д') = min(x - рту) GTBT(BRnBT j Bg(x - pTyj,
3 Алгоритмы вторичной обработки
93
^находим
х = Рту = ^GTBT(BRnB)-1BGj 1GIBT(BRnB)’1By =
= ГСТВ1(ВВЛВТ)’1ВС СТВТ(ВВПВ1)'1В(ДИЗМ -Д(хо) + 6хо)-
(6.59)
Так как оценка Д' должна определяться для каждого значения х в со-
ответствии с (6.58), то решение общей задачи минимизации (6.57) включает
оценку (6.59) и оценку Д' в соответствии с алгоритмом
Оценка вектора состояния потребителя (6.59) получена как оптимальная
для псевдодальномерного метода и в точности совпадает • с оценкой (6.53),
найденной для разностно-дальномерного метода. Следовательно и точности
этих оценок совпадают.
Совершенно аналогичное доказательство можно выполнить для псевдо-
радиально-скоростного и разностно-радиально-скоростного метода, что гово-
рит о том что эти-методы также имеют одинаковую точность навигационных
' определений.
Литература
6.1. Перов А. И. Оптимальная нелинейная фильтрация. — М.: Изд-во МЭИ, 1987.
6.2. Тихонов В. И., Харисов В. Н., Смирнов В. А. Оптимальная фильтрация дискрет-
но-непрерывных процессов// Радиотехника и электроника, 1978, т. 23, № 7, с. 1441 —
1452.
6.3. Харисов В. Н., Яковлев А. И., Глущенко А. Г. Оптимальная фильтрация коорди-
нат подвижного объекта//Радиотехника и электроника, 1984, т. 29, № 10, с. 1939—1947.
6.4. Губин В. А., Клюев Н. Ф., Костылев А. А. и др. Основы радионавигационных
измерений// Под ред. II. Ф. Клюева. — М.: Изд-во Мнн. обороны, 1987.
6.5. Аоки М. А. Оптимизация стохастических систем. — М.: Наука, 1971.
6.6. Седж Э. П., Меле Дж. Теория оценивания н ее применение в связи н управ-
лении. — М.: Связь, 1976.
6.7. Харисов В. Н., Эфендиев Р. Н., Нартов В. Я. Синтез оптимальных измери-
телей радионавигационных параметров РСДН// Статистическая раднотехннка. Научно-
методические материалы/ Под ред. А. И. Яковлева. — М.: Изд-во ВВИА им. Н.Е. Жуков-
ского, 1985.
6.8. Никитин А. В., Нартов В. Я. Оптимальный прием сигналов РСДН// Стати-
стическая радиотехника. Научнр-методнческие материалы^ Под ред. Л. А. Ершова. — М.:
Изд-во ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1986.
94 ? ! > ) '' ' _ ) )
Г л а в а 7
Источники погрешностей и точность
навигационно-временных определений в СРНС
Навигационная задача, решаемая в аппаратуре потребителя СРНС, в
простейшем случае заключается в определении пространственно-временных
координат П* = |хугД’|т. В настоящее время известно много вариантов опре-
деления вектора П*(/). В дальнейшем будем рассматривать традиционные под-
ходы, сводящиеся к двухэтапной процедуре обработки информации с исполь-
зованием минимально необходимого объема одновременных измерений (число
уравнений равно числу неизвестных координат потребителя).
Двухэтапность процедуры навигационных измерений предполагает нали-
чие двух независимых этапов обработки сигналов НС. На этапе первичной об-
работки проводят измерения навигационных параметров (Д, Д и т. д.), ко-
торые лишь функционально связаны с вектором состояния П*(/). На этапе
вторичной обработки полученные параметры подвергают преобразованиям на
основе навигационных алгоритмов с целью расчета вектора П*(т).
На точность определения потребителем СРНС координат местоположе-
ния, высоты, скорости, времени и других параметров влияет множество фак-
торов. Они связаны с особенностями первичных и вторичных навигационных
измерений, с характеристиками используемых сигналов, среды распростране-
ния и т. д. Рассмотрим основные источники погрешностей этих измерений
применительно к псевдодальномерному методу НВО.
Основное соотношение (4.2), используемое при рассмотрении псевдо-
дальномерных измерений в СРНС, записано в упрощенном виде, так как даль-
номерная погрешность бдал/ представлена лишь одной составляющей Д'. Од-
нако существуют и другие составляющие дальномерной погрешности, которые
в зависимости от причины их происхождения можно разделить на три группы:
погрешности 5Дцс/, вносимые на i-м НС или КИК; погрешности 5Д1Т,, вно-
симые на трассе распространения сигнала /-го НС; погрешности 6ДПИ, вно-
симые в ПИ СРНС.
Таким образом, в общем виде (4.2) запишем 11.4—1.6, 7.4]
Дизм/ ~ Д/ + ®дал/ ~ Mi + Д + 5ДнС/ + ^Дтр/ + йДпИ • (?• О
Для удобства анализа влияния различных факторов на качество навига-
ционно-временных определений обычно вводят так называемые эквивалент-
ные погрешности измерения дальности и скорости (ЭПД и ЭПС) [7.5], обу-
^7Л. L )решно< )и, внос кые на С и Кя У ) ) ) ) 95
словленные некоррелированными составляющими погрешностей измерения
псевдодальности и скорости ее изменения. В зарубежной литературе их назы-
вают UERE (User Equivalent Range Error) и UERRE (User Equivalent Range
Rate Error). Вторичные навигационные определения удобно характеризовать с
помощью коэффициентов геометрии (геометрических факторов) Кг, обозна-
чаемых еще как разнообразные DOP (Dilution of precision).
7.1. Погрешности, вносимые на НС и КИК
Первая группа погрешностей обусловлена в основном несовершенством
частотно-временного и эфемеридного обеспечения НС.
7.1.1. Погрешности частотно-временного обеспечения
Погрешности частотно-временного обеспечения НС возникают вследст-
вие несовершенства процедур сверки и хранения бортовой шкалы времени
НС. Они проявляются, например, в смещении фаз излучаемых дальномерных
кодов и меток времени, что приводит к погрешностям измерения расстояния
до спутника и расчета его координат. Например, временной сдвиг в 1 мс мо-
жет привести к эквивалентной дальномерной погрешности в 300 км.
Смещение БШВ определяется, в частности, характеристиками стабиль-
ности частоты опорного генератора БЭВЧ, расположенного на НС, и задерж-
ками в аппаратуре НС. Для типовых БЭВЧ изменение дисперсии ошибки
формирования БШВ, вызванное смещениями частоты ОГ между моментами
коррекции (с2), можно аппроксимировать следующим образом [1.4, 1.6, 7.6,[:
для рубидиевых БЭВЧ ст2(/) = 10-20(/-/*.) +1,44 • 10'24(/- i^)2 ;
для цезиевых БЭВЧ ст2(/) = 2,5 • 10-21(/ - tk) + 5,76 • 10-26(г - ,
где t — текущее время; tk — время коррекции БЭВЧ.
Отсюда видно, что СКО сдвига БШВ составляет примерно 9 нс через 2 ч
и 25,4 ... 108 нс через сутки после коррекции (25,4 для цезиевых и 108 нс для
рубидиевых БЭВЧ).
Командно-измерительный комплекс СРНС корректирует БШВ таким об-
разом, чтобы СКО сдвига БШВ не превосходила 10 ^с. Кроме того, на КИК
формируется модель ухода БШВ в промежутках между аппаратной коррекцией.
Ее параметры передаются потребителям в служебном сообщении НС для обес-
печения алгоритмической коррекции БШВ. В качестве модели может исполь-
зоваться полином второй степени. При этом непрогнозируемые отклонения
формируемой на борту НС БШВ относительно ШВС могут достигать 1 нс на
интервале в 1 ч.
Достижение высоких точностных характеристик СРНС возможно лишь
црн тщательном учете релятивистских и гравитационных эффектов (РГЭ) [1.4].
Они обусловлены различием и изменением гравитационного потенциала в
точках расположения спутника и потребителя, а также различием их скоро-
стей. Игнорирование этих особенностей средневысотных СРНС может при-
вести к погрешностям НВО, сравнимым с точностными характеристиками та-
ких систем. Реализация прецизионного беззапросного способа измерений,
предусматривающего определение времени и частоты, требует учета следую-
щих РГЭ: поперечного доплеровского эффекта, гравитационного сдвига часто-
ты эффектов, связанных с пересчетом моментов излучения и приема сигна-
лов, вращением используемых систем координат и др.
Для компенсации влияния наиболее существенных из указанных эффек-
тов частоту БЭВЧ несколько уменьшают относительно номинала (на 4,55 х
х 10~3 Гц в СРНС GPS) [1.2, 7.7]. Коррекция остаточного влияния этих РГЭ
осуществляется потребителями с помощью соответствующей поправки к БШВ,
рассчитываемой на основе служебных данных НС,
Д1ргэ = feja sin Е.
Здесь F = -ijyi / с2; у — геоцентрическая (универсальная) гравитационная
постоянная Земли; с — скорость-света;- а и е — большая полуось, и эксцен-
триситет орбиты спутника; Е — его эксцентрическая аномалия [Т-.7].
7.1.2. Погрешности эфемеридного обеспечения
Эфемеридные погрешности навигационно-временных определений вы-
званы неточностью определения параметров орбит НС на КИК и непрогнози-
руемыми смещениями НС относительно экстраполированной орбиты. По-
грешности эфемерид i-ro НС образуют вектор С] = |д/ ЛЬ Дг|т, составляющими
которого служат трансверсальная Д/, бинормальная Д6 и радиальная Дг [1.4,
1.5]. Их значения составляют величины порядка 0,6 ... 10 м для СРНС GPS.
Так же, как и погрешности часов спутника, эти параметры можно пересчитать
в соответствующую (эфемеридную) компоненту эквивалентной дальномерной
погрешности ЭПД, представляющую собой проекцию вектора С] на линию
визирования НС—ПИ. При этом наибольшие из них (продольные и попереч-
ные) входят в погрешность вычисления дальности с коэффициентом, обычно
не превышающим 0,25, а радиальные 0,6 ... 2 м практически полностью входят
в дальномерную погрешность. В СРНС GPS среднеквадратическое значение
эфемеридных составляющих ЭПД составляет примерно 1 м [7.8]. В СРНС
ГЛОНАСС суммарная составляющая ЭПД, вносимая на КИК и НС (включая
погрешности часов спутника, эфемеридные и другие компоненты), не превы-
шает 9,2 м (наиболее пессимистическая оценка) [1.1, 7.9].
"^ 7;2. *~чгрешн' yiu, вн' умые н трассе \C-nor -ебител \________ \______ ч_____97
|ВЯВИвИ^Ж фИВМВВПВБ |ВЯИНВПЯ№ |СЯЮИв ^вякяяваяг. pBKtSKBtBBL ptSSBSS^^^K. feCSBBSKBBt
Достоверность передаваемых со спутника частотно-временных поправок
и эфемерид зависит также от срока, прошедшего с момента их закладки в па-
мять бортовой ЭВМ, т.е. от "возраста” данных, например, погрешность опре-
деления местоположения потребителя по данным альманаха составляет 900 м
t- (1 ст ) при “возрасте” данных альманаха 1 день, 1200 м — 1 неделя и 3600 м —
2 недели (большие значения погрешностей могут иметь место в период затме-
ний и коррекции орбиты) 11.1, 1.4].
Зависимость точности навигационных данных спутника от интервала
обмена информацией между КИК и спутником будет значительно снижена
при реализации режима межспутниковых измерений в следующем поколении
средневысотных СРНС (типа ГЛОНАСС-М и GPS со спутниками типа Block
II R) [7.8, 7.12].
Кроме указанных выше выделяют еще один вид погрешности дальномер-
ных измерений — групповую задержку навигационного сигнала в аппаратуре
спутника [7.10], представляющую собой задержку между выходным навигаци-
онным сигналом и выходным сигналом бортового эталона времени и частоты.
Различают случайную и систематическую составляющие групповой задержки.
Информация для компенсации систематической составляющей содержится в
служебном сообщении НС (параметры коррекции бортовой шкалы времени).
Случайная составляющая входит в дальномерную погрешность и не превышает
3 нс (2 а) для СРНС GPS. Отличие групповых задержек Р(У)-сигналов диапа-
зонов Ы и L2 должно быть не выше 15 нс (абсолютное среднее значение) со
случайными флуктуациями не более 3 нс (2а ) J7.7] .
7.2. Погрешности, вносимые на трассе НС—потребитель
Вторая группа погрешностей вызвана неточным знанием условий рас-
пространения радиоволн в атмосфере Земли. В атмосфере вылеляют несколько
слоев, отличающихся своими свойствами [1.4, 7.2, 7.3]. Нижний слой, распо-
ложенный над поверхностью Земли, называют тропосферой, высота которой
8 ... 10 км в полярных широтах, 10 ... 12 км в средних и 16 ... 18 км в тропи-
ках. Слой атмосферы от 60 ... 90 км до 500 ... 1000 км называют ионосферой.
Эти два слоя оказывают заметное влияние на качество навигационных изме-
рений в СРНС, которое проявляется в основном в дополнительных задержках
сигнала, возникающих из-за рефракции сигналов спутника (искривления трас-
сы распространения радиоволн) при прохождении атмосферы Земли.
7.2.1. Тропосферные погрешности
Основная составляющая тропосферной погрешности навигационных оп-
ределений в СРНС обусловлена наличием тропосферной рефракции. Рефрак-
ция сигналов СРНС в тропосфере вызвана неоднородностями и изменением ее
диэлектрической проницаемости и соответственно показателя преломления с
изменением высоты. Дополнительная задержка сигнала НС в тропосфере мо-
98 Г л а в a 7. Источники погрешностей и точность HBQ в СРНС
жет достигать 8 ... 80 нс (экспериментальные данные для СРНС GPS) [7.8]. В
связи с тем что для диапазона волн, в котором работают современные СРНС
типа ГЛОНАСС и GPS, тропосфера не является диспергирующей средой
(тропосферная рефракция не зависит от частоты сигнала), устранение этой
задержки двухчастотным способом не осуществляется. Однако значение тро-
посферной погрешности зависит от факторов, которые достаточно точно из-
вестны и прогнозируются (взаимные координаты НС и ПИ, температура, дав-
ление, влажность воздуха). Для средних метеоусловий
К 57
где Kt — параметр, характеризующий состояние тропосферы; р — угол места
(возвышения) НС; п — коэффициент преломления радиоволн; ST — длина
тропосферного участка радиотрассы.
Тропосферу с точки зрения влияния на ее коэффициент преломления, а
значит, и на тропосферную задержку, рассматривают как смесь сухого воздуха
и водяных паров. Для каждой из этих компонент в отдельности значения ко-
эффициента преломления хорошо известны. Зная содержание водяных паров в
соответствии с известными закономерностями можно определить значение
коэффициента преломления для смеси. Кроме того, относительные погрешно-
сти прогноза Tponoi ферных задержек по среднему показателю преломления в
точке приема, не превышают 8 ... 10 %. Поэтому используемые в СРНС моде-
ли тропосферы позволяют уменьшить эти погрешности до единиц наносе-
кунд.
Значения тропосферной рефракции, так же как и ионосферной достига-
ют максимума при малых углах возвышения спутника (0,2° или 25 м при угле
возвышения 5°) |3.9, 7.3, 7.8]. Это объясняется большой длиной трассы, про-
ходимой радиосигналами в атмосфере в такой ситуации. Для уменьшения
влияния атмосферных погрешностей в аппаратуре потребителей осуществляет-
ся обработка сигналов только тех спутников, которые находятся над горизон-
том выше, чем некоторый угол — ’’угол маски”. Обычно этот угол составляет
5 ... 10° в зависимости от качества используемых в приемоипдикаторе СРНС
алгоритмов компенсации атмосферных погрешностей.
При компенсации атмосферной рефракции периодичность расчета кор-
ректирующих поправок потребителем определяется скоростью изменения со-
ответствующих задержек, которая в обычных условиях не превышает 10 м/ч.
7.2.2. Ионосферные погрешности
Рефракция сигналов СРНС в ионосфере вызвана неоднородностями и
изменением ее диэлектрической проницаемости с изменением высоты. Допол-
7.2. Погрешности^. вносим^) на пц, )се НС )отреб
ель
нительная задержка в ионосфере А/Ион сигнала НС с частотой f по сравне-
нию с задержкой сигнала при прямолинейном распространении оценивается
[1.4, 7.8]
А^ион
А В С А
f2 * /3 + /“ + ”И /2 ’
(7.2)
где А, В , С — коэффициенты, характеризующие свойства среды распростра-
нения радиоволн. Для сигналов средневысотных СРНС вторым и третьим
слагаемыми можно пренебречь (для частоты у = 1,5 ГГц их значения оценива-
ются как в/f3 < 0,08 ИС и с//4 <0,25 нс).
В связи с тем что ионосфера является диспергирующей средой, знак за-
держки меняется в зависимости от измеряемого параметра радиосигнала НС —
фазы огибающей или несущей. В первом случае учитывается групповая ско-
рость распространения радиоволн Ррруп , во втором — фазовая 1фаз. Соответ-
ственно в первом случае дополнительная задержка АГИОН положительная (из-
меренная дальность больше истинной), а во втором — отрицательная.
Значение задержки изменяется в широких пределах в зависимости от
района Земли, где расположен ПИ, времени суток, года, солнечной и геомаг-
нитной активности и Т. д., и составляет 5 ... 500. нс [1.1, 7.2]-. Среднее значе-
ние А/ион на частоте средневысотной СРНС (1,6 ГГц) составляет 5 ... 10 нс
ночью и 30 ... 50 нс днем для углов места НС уцс, близких к 90°, а при
Унс<15° возрастает в 2 ... 3 раза. Современные исследования подтверждают
влияние ионосферы только днем и наиболее сильно на низких широтах Земли.
Считается, что эти погрешности необходимо учитывать, если требуется полу-
чить точность нахождения плановых координат больше 8 м [1.6].
В настоящее время известны следующие методы определения и учета
А/ион : моделирование условий на трассе распространения сигналов НС; двух-
частотное измерение; избыточные одночастотные измерения.
Метод моделирования трассы. Этим методом рассчитывают атмосферную
(в данном случае ионосферную) задержку с использованием известных функ-
циональных зависимостей ее значения от параметров атмосферы на соответст-
вующем участке радиотрассы. Используемые при этом соотношения должны
быть оптимальны по критериям точности и приемлемо^сложности. Такой
подход широко применяют в одночастотной (гражданской ) аппаратуре поль-
зователей СРНС. Коэффициент А, входящий в соотношение (7.2) и зависящий
от интегральной (полной) концентрации A/Mp свободных электронов на ионо-
сферном участке трассы, известна лишь приблизительно, поэтому расчеты
А/ион носят ориентировочный характер. Так, параметры модели ионосферы,
100.
Г пав а 7 • Источники погрешность.? и точи фть HL 7 в СР. 1
передаваемые в служебных данных НС СРНС, позволяют уменьшить ионо-
сферную погрешность приблизительно наполовину. В стационарных условиях
при использовании даже сложных многопараметрических моделей сильная из-
менчивость значения N3np в зависимости от многих факторов не позволяет
прогнозировать се с точностью выше 70 ... 80 % [1.6|.
В качестве типового примера приведем алгоритм расчета Л/Ио11 в GPS
[7.7]. Ионосферная задержка аппроксимируется соотношением вида Л/Ион =
= Д1‘н + Д/дн- Здесь Л/н = 5 нс — суточная константа (соответствующая ночным
условиям); Д/дн = cos ^2тг (/ - ) / Т№ j — переменная составляющая за-
держки (соответствующая дневной ионосфере); Лда, Т^, =50 400 с — ам-
плитуда, период и фаза составляющей задержки; t — местное время в точке
расположения потребителя, рассчитанное на основе полученного со спутника
системного времени и ориентировочных координат потребителя.
Для вычисления параметров Лда, Тт используют полиномы третьей
степени:
Лдн=Е«/Ф'; 7’ДН=Х₽/Ф',
i I
где а,-, р( — коэффициенты модели ионосферы, передаваемые для каждого
спутника в навигационном сообщении; Ф1 — геомагнитная широта подионо-
сферной точки (проекции на земную поверхность точки максимальной иони-
зации трассы НС—потребитель, расположенной на высоте около 350 км). Пе-
риод обновления данных коэффициентов в служебном сообщении спутника
обычно составляет 10 сут, но может быть уменьшен, например, в случае по-
вышенной солнечной активности, когда характеристики ионосферы значи-
тельно меняются. Параметр Ф' определяется потребителем для каждого ви-
димого спутника на основании известных ориентировочных координат потре-
бителя и спутника.
Приведенный алгоритм справедлив для усредненных в глобальном мас-
штабе значений основных составляющих вариаций задержки. Он обеспечива-
ет ориентировочно 50 %-ю компенсацию подобных компонент. Здесь не учи-
тываются, например, суточные вариации, которые могут составлять 20 ... 25 %,
и региональные в приэкваториальной зоне и в высоких (более 75°) широтах,
особенно ночью и во время авроральных возмущений.
Двухчастотный метод. Коррекцию псевдодальномерных измерений мож-
но осуществлять по следующему правилу. Сначала необходимо измерить псев-
додальности Диэм/(/1) и ДизмД/г) Д° '-го НС на двух частотах /j и /2, а за-
тем вычислить разность задержек этих сигналов на трассе [1.6, 7.8|
7 2. л. Грешно. \u, ено )мые hl \pacce 'С—поп }бител ) ) ) 101
_**_ -г—-*! ыт^м—е=^>' ' " " 1 ..--ддгааат;
бГион =(Дизм/(/2)- Дизм/(/1))/с, равную разности дополнительных групповых
задержек в ионосфере Л/ИОН1 и Д*ион2 иа этих частотах. В результате можно
записать соотношение
Мион
- S/ ((f / f V - 11 1 ~ П’546 бГиои
- Ь'ионЦ/1 / Л) ’J ~ |lj53l 8ГИО11
для GPS;
для ГЛОНАСС,
где Л/Л =77/60 «1,283 (для GPS) и fi/f2 =9/7^1,2857 (для ГЛОНАСС), -
значения которые используют для коррекции пссвдодальности Дизм/ на час-
тоте ft.
Рефракционные составляющие имеют и погрешности измерения скоро-
сти потребителя в СРНС. По аналоши с вышесказанным можно осуществить
вычисление и компенсацию дополнительного доплеровского сдвига сигнала в
ионосфере А/ион .- Для этого необходимо вычислить разность 8/ измеренных
иссвдодоплеровских сдвигов на частотах f и fi /-го НС, равную разности до-
полнительных сдвигов на этих частотах А/ИО111 и Д/Ион2, и подставить ее в со-
отношение
/ и ч\-1 [3,534 8/
А/ион! =8/(/2/(/!-/2)) » ’ /
( •Эу-' о/
для GPS;
для ГЛОНАСС,
которое используют для коррекции пссвдодоплсровского сдвига на частоте / .
Остаточная погрешность двухчастотного метода, вызванная используе-
мыми допущениями, пропорциональна 1/япуцс и равна 1 ... 2 м при
YIIC <10° . В лучшем случае она составляет десятки сантиметров (1.4, 7.5|.
Рассматриваемый метод теоретически наиболее точный, однако требует
высокоточных измерений на двух частотах, что значительно усложняет аппа-
ратуру потребителя. Кроме того, рассмотренная методика устранения ионо-
сферных погрешностей приводит к значительному возрастанию важнейшей
составляющей погрешности, обусловленной радиошумами, которую трудно
скомпенсировать.
Метод избыточных одночастотных измерений. В этом случае проводятся
измерения по сигналам нескольких НС (обычно более восьми). Здесь за счет
усреднения пространственных характеристик ионосферы можно достичь зна-
чительного снижения ее влияния на точность измерения координат потреби-
телей. Для стационарного потребителя такая методика дает выигрыш в точно-
сти на несколько порядков.
Ионосфера может вызывать также вращение плоскости поляризации
j02 _Г л а в а 7. Источники ногрешяустей и точность НВО СРНС~
линейно поляризованных сигналов (эффект Фарадея), что приводит к появле-
нию дополнительных потерь энергии сигнала {7.3], для уменьшения которых в
СРНС применяют антенны с круговой поляризацией.
7.2.3. Погрешности из-за многолучевости
На приемную антенну аппаратуры потребителя СРНС может поступать
не только прямой сигнал от навигационного спутника, но и множество пере-
отраженных сигналов от земной и морской поверхностей и близлежащих объ-
ектов, например зданий. Для авиационного потребителя СРНС задержка отра-
женного сигнала может составлять 2/3 ... 160 мкс для спутника, находящегося
в зените; при небольших углах возвышения спутника это значение уменьшает-
ся на порядок. Уровень отраженного сигнала может быть соизмеримым с пря-
мым сигналом. Это приводит к существенным искажениям полезного сигнала
и к погрешностям в схемах слежения за параметрами этого сигнала
(задержкой, частотой и фазой). Эти погрешности во многом зависят от взаим-
ного расположения спутника, приемной антенны и отражающих объектов.
Экспериментальные исследования показали большой разброс значений даль-
номерной погрешности из-за многолучевости, которая составляет 0,5 ... 2 м в
лучшем случае (при использовании специальных антенн) и до 100 м в худшем,
в городских условиях с высотными зданиями. Использование в последней си-
туации приемников сигналов стандартной точности (С/А-сигналов СРНС GPS
или СТ-сигналов СРНС ГЛОНАСС) с узкополосными корреляторами может
снизить погрешности на порядок. Кроме того, использование высокоточных
сигналов (например, Р(У)-сигналов СРНС GPS или ВТ-сигналов СРНС ГЛО-
НАСС) позволяет снизить погрешности из-за многолучевости в среднем до
1 ... 3 м и в наихудшей ситуации до 8 м (1 а ) J7.8],
В наиболее неблагоприятных ситуациях может произойти срыв слежения
в следящих схемах, особенно в фазовых.
7.3. Погрешности, вносимые приемоиндикатором СРНС
К дальномерным погрешностям, обусловленным аппаратурой потребите-
ля, можно отнести погрешности слежения за моментом прихода (временного
положения) сигнала спутника, при этом основной вклад вносят шумовые и
динамические погрешности схем слежения за задержкой огибающей (ССЗ) и
несущей ( ЧАП и ФАП) сигналов спутников.
Шумовая и динамическая погрешности. Типовая некогерентная схема
слежения за задержкой, использующая огибающую спутникового сигнала
(двоичную псевдослучайную последовательность), может характеризоваться
шумовой погрешностью с СКО [1.1, 1.4. 7.5, 7.8]
7 3. Погрешности, вносимые приемоиндикатором СРпЬ
!
/ \ 1/2
<т = гэ(д,/(Р/^) + BtBrl(PlN0)2) .
Здесь тэ — длительность элементарного символа ПСП дальномерного кода
(Хэ к0,1 мкс, что эквивалентно 29,32 м, для Р(У)-кода и тэ мкс (293,2 м)
для С/А-кода СРНС GPS и соответственно тэ »0,2 мкс (58,71 м) и тэ =2 мкс
(587,084 м) для ВТ- и СТ-кода системы ГЛОНАСС); В, — односторонняя ши-
рина полосы пропускания замкнутой ССЗ; Вг — односторонняя ширина поло-
сы пропускания тракта промежуточной частоты; P/Nq — отношение мощно-
сти сигнала к спектральной плотности шума на входе приемника (расчетное
значение равно 38,4 дБГц для С/А-кода GPS и 39 ... 44 дБГц для СТ-кода
СРНС ГЛОНАСС). При использовании ССЗ с т -качанием следует учитывать
дополнительные потери до 6 дБ. Погрешности квантования измеряемой
дальности могут составлять 0, 27 м и 2,66 м с учетом шага квантования, рав-
ного 1/64 тэ .
С учетом этого типовая погрешность ПИ (1 ст ), обусловленная шумами
и квантованием, составляет приблизительно 0,2 ...1м и 1,5 ... 10 м (для P(Y)
и С/А-кода СРНС GPS соответственно), и 5 ... 15 м для СТ-кода СРНС ГЛО-
НАСС.
Динамическую составляющую дальномерной погрешности ПИ можно
оценить как сдин = 1,12 т / 4В2 . Это соотношение справедливо для установив-
шегося режима ССЗ второго порядка при квадратичном законе изменения за-
держки сигнала т.
Суммарное значение аппаратурной составляющей дальномерной погреш-
ности ((nJ, + Сдан)1/2 =0,1 тэ при полосе В,=3 Гц и Р/ =30 дБ Гц.
Шумы приемника и квантование оказывают влияние и на качество из-
мерений в ССН. Типовые значения таких погрешностей составляют (I ст) для
схемы ФАП порядка 1,2 мм при слежении за С/А-сигналом и 1,6 мм для P(Y)-
сигнала.
Способы уменьшения погрешностей. Ряд составляющих дальномерной
погрешности, входящих в (7.1), в течение ограниченного интервала времени
можно считать общими (коррелированными) для потребителей СРНС, распо-
ложенных в обширных районах рабочей зоны (районах пространственно-
временной корреляции погрешностей). Поэтому, определив эти данные в про-
извольной точке указанного района, можно использовать их в течение време-
ни корреляции для коррекции дальномерных измерений в других точках.
Такой способ навигационных измерений % СРНС называют дифференци-
альным. Он имеет много разновидностей (см. гл. 11).
Погрешность дальномерных измерений в дифференциальных режимах
СРНС существенно зависит от пространственного разноса потребителей и
временного интервала между моментами расчета поправки и ее использова-
! j
104 Глава?. Источники погрешностей и точность НВО * СРНС ;
ния. В лучшем случае она может уменьшаться с обычным режимом работы
СРНС от нескольких до десятков раз. При типовых погрешностях эфеме-
рид (например СРНС GPS) 10 м и удалениях точек измерения D 5 30 км и
D <, 2000 км использование дифференциального режима снижает погрешности 4
измерений до значений не более 1,5 см и 1м соответственно. Такие значения 1
существенно меньше аппаратурных погрешностей и погрешностей, возникаю- '
щих при распространении радиоволн.
Реализация в приемоиндикаторах СРНС фазовых методов измерений,
отличающихся беспрецедентно высокой точностью, позволяет достигнуть ка-
чественно нового уровня навигационного обеспечения потребителей. Основ-
ная проблема при фазовых измерениях — их неоднозначность. Уменьшить ее
влияние, а в ряде случаев и устранить, можно при использовании избыточных
измерений. Более подробно эти вопросы анализируются в гл. 14.
Номинальная точность определения ПВК получается на основе одно-
кратных измерений псевдодальностей до четырех НС. Повышение точности
достигается также статистической обработкой результатов навигационных оп-
ределений П*(/) и (или) измерений радионавигационных параметров ( т, /дап и
т. д.). В неподвижном ПИ можно усреднять получаемые координаты по ко-
нечному объему выборки или рекуррентно. При этом от длительност!! интер-
вала усреднения Д/ср зависит степень .устранения тех или иных составляющих
погрешностей: при Д/ср=10 с ... 1 мин усредняются быстро флуктуирующие-
шумы вычислений, приемника и атмосферы, погрешности из-за многолучево-
сти распространения и т. и.; при Д1ср = 1 ч ... 1 сут — медленно меняющиеся
погрешности БЭВЧ и прогноза координат НС, фазовые сдвиги в ионосфере и
тропосфере.
В подвижном ПИ применяются алгоритмы статистического сглаживания
быстро флуктуирующих погрешностей на основе известной информации о мо-
дели динамики потребителя и измерений. Обычно в этих целях используются
различные разновидности фильтра Калмана, причем размерность вектора со-
стояния подвижного потребителя, как правило, не менее восьми (три коорди-
наты, три составляющие скорости, систематические погрешности фазы и час-
тоты ОГ ПИ).
Дополнительное расширение вектора состояния целесообразно, напри-
мер, за счет учета трех составляющих ускорения (для высокодинамичных по-
требителей), а также параметров погрешностей бортовых пилотажно-навига-
ционных датчиков. Положительный эффект достигается при учете в модели
измерений не только пссвдодальностей, но и результатов доплеровских изме-
рений (дсльта-псевдодальностей), используемых для измерений не только ско-
рости, но и дальности. При этом обеспечивается слабая чувствительность на-
вигационных алгоритмов к динамике потребителя и снижаются требования к
производительности вычислителей ПИ.
>05
Д. Геом hpuveci & Лакп ) в
^жмевмк»апшмавпяаппза1к^виа
7.4 Геометрический фактор в СРНС
Рассмотрим основные соотношения, характеризующие влияние взаим-
ного расположения НС и потребителя на точность навигационных определе-
ний в СРНС. Для этого запишем уравнение, связывающее погрешности опре-
деления первичных и вторичных навигационных параметров. Такое уравнение
''можно получить из итерационного алгоритма (6.31) вторичной обработки на-
вигационной информации. Действительно, конкретизируя (6.31) в задаче на-
вигационных определений, можно записать х(у+1> - х^ = 8ОШ = |8х 8у 8z 8#’|т —
вектор ошибок определения координат потребителя; = 8дал =
= |ЗДизм1 8Дизм2 ЗДизмЗ 8Дизм4|Т— вектор ошибок измерения дальностей до НС.
Линейность (6.31) позволяет записать
«ош = Н 'бдал ,
Тогда корреляционная матрица ошибок определения ПВК потребителя
может быть записана в виде
Кош = лфош ~«ош) («ОШ -п»ош)Т| = Н-^данН1 = (irR^Il)’1, (7.3)
где йдал = Л/|(бдал - Мдал) (8дал - Шдал)7} — корреляционная матрица погреш-
ностей измерения псевдодальностей; шош, шдад — соответственно векторы
математических ожиданий погрешностей 8оши 8дал. В дальнейшем будем счи-
тать П1ош тдал~ 0.
Диагональными членами корреляционных матриц йдал и Rolu являют-
ся дисперсии определения псевдодальностей (а?._,, i = l,4) и ПВК (а| а?,
Выражение (7.3) подтверждает вывод о том, что соотношение между по-
грешностями определения первичных и вторичных навигационных параметров
зависит только от вида матрицы градиентов Н, т. с. от геометрии взаимного
расположения НС и потребителя. Таким образом, важным условием достиже-
ния высокой точности навигационных определений в СРНС является такое
10ol
Г.,) ва 7 Источи м ногр
взаимное пространственное расположение рабочего созвездия НС и потреби-
теля, при котором обеспечивается требуемая точность ПВК при заданном
уровне погрешностей измерения псевдодальностей. На этом выводе основыва-
ется концепция коэффициента геометрии Кт, являющегося мерой уменьше-
ния точности навигационных определений в СРНС из-за особенностей про-
странственного расположения НС и потребителя (в иностранной литературе
используется обозначение GDOP — геометрический фактор ухудшения место-
о пределения).
Количественная характеристика вводится для случая, когда погреш-
ности определения псевдодальностей до четырех НС равновелики и некорре-
лированы. В этом случае матрица
йдал = стдал1 > Чдал - стдал (нтН
где оды — дисперсия измерения псевдодальностей; I — единичная матрица
соответствующего размера.
Отсюда видно, что дисперсии погрешностей местоопределения и кор-
рекции бортового времени являются функциями диагональных элементов мат-
рицы Приняв =1 и считая СКО определения положения потре-
бителя в четырехмерном (пространственно-временном) пространстве
anB=[^+^+a?+a^.j’/2=[tr(Roul)],/2 ,
можно определить коэффициент геометрии
Kr = [trflCH)'1] 7 , (7.4)
где «{•) ~ след (trace) матрицы.
В общем случае
[ 7 7 7 7 /
О*+стг +стд ] /стаал • (7.5)
При выборе орбитальных параметров НС на этапе разработки подсисте-
мы НС, а также выбора рабочего созвездия, Кг (7.4) является основным кри-
терием. Коэффициент геометрии Кг (7.5) может быть представлен в другом
виде
I
Ге^^етричес/сии (patcjnop e CPHC
v2 _ jf2 . jr2
Л г “ лг.п + лг/»
где *г.п =[’х + ау +стг],/2/’дм . ^гг =од-1авлл ~ пространственный (PDOP)
и временной (TDOP) коэффициенты.
Пространственный коэффициент геометрии, в свою очередь, можно раз-
делить на две составляющие, характеризующие точность местоопределения
потребителя СРНС в горизонтальной и вертикальной плоскостях;
*?.п =*г2г+*?.»,
(7-7)
где Кгг = [oi+о^]1/2/одал , Кг.в = ог/Стдал — горизонтальный (HDOP) и вер-
тикальный (VDOP) коэффициенты.
Наиболее важной характеристикой СРНС является точность местоопре-
деления, поэтому чаще используются параметры Kr „ (PDOP) и Kr T (HDOP).
Используемые приближения (несмещенность, некоррелированность погрешно-
стей и др.) искажают значения погрешностей НВО для множества реальных
ситуаций, когда необходимо учитывать множество неслучайных, в общем слу-
чае неравноточных составляющих, и центрированных случайных составляю-
щих, имеющих неравные дисперсии-и произвольные коэффициенты авто- и
взаимокорреляции.
Такой расширенный состав погрешностей РНП можно учитывать с ис-
пользованием корреляционно-геометрических факторов, которые отражают
особенности также и традиционных геометрических факторов КТ [7.1].
Можно показать, что минимальное значение АГгп=1,5 достигается в
случае, когда потребитель находится в центре правильного тетраэдра [1.4, 7.8].
Для наземного потребителя минимальное значение АГгг = 1,63 достигает-
ся тогда, когда один НС находится в зените, а три других равномерно распо-
ложены в горизонтальной плоскости (КТ1 =0,577; = 1,732). Таким образом,
для минимизации Кг необходимо максимизировать объем тетраэдра.
В современных СРНС влияние кратковременных (5 ... 30 мин) периодов
"плохой геометрии" четырех НС на Кт может быть снижено, например, при
использовании потребителем высокоточного бортового ОГ или высотомера в
этот промежуток времени.
Характеристики стандартной орбитальной конфигурации спутников в
СРНС GPS таковы, что они с вероятностью 99,9 % и более обеспечивают в
глобальной рабочей зоне видимость в любом 24-часовом интервале четырех и
более спутников, при этом четыре спутника обеспечивают PDOP $6 (в случае
использования “угла маски”, равного 5°). При этом среднее значение
HDOP =1,5, a VDOP =2,2 [7.8].
108
Г л а в а 7. Источники погрешностей и точность НВО в СРНС
Значения геометрических факторов, обеспечиваемых орбитальной груп-
пировкой, и вероятности видимости Р# заданного числа спутников Анс в
СРНС ГЛОНАСС (7.9] приведены в табл. 7.1.
Таблица 7.1 Геометрический фактор в СРНС
Параметры Число видимых НС ( Nnc )
4 5 6 7 8 9
Pn 1 1 1 1 0,91 0,58
HDOP, Kr.r 1,41 1,26 1,15 1,03 0,95 0,89
VDOP, Kr„ 2,0 1,75 1,7 1,61 1,6 1,55
TDOP, KTt 1,13 1,03 1,03 0,95 0,93 0,91
PDOP, KrI1 2,45 2,16 2,05 1,91 1,86 1,79
GDOP, KT 2,69 2,39 2,3 2,13 2,08 2,01 j
Эти данные можно использовать для оценки точности определения ко-
ординат местоположения потребителя в горизонтальной (режим двумерных
измерений или 2-D) и вертикальной плоскостях, в трехмерном пространстве
(режим трехмерных измерений или 3-D) и т. д.
Литература
7.1. Котяшкин С. И. Определение ионосферной задержки сигналов в одночастот-
ной аппаратуре потребителей спутниковой системы навигации NAVSTAR// Зрубежная
радиоэлектроника, 1991, № 1, с. 85—95.
7.2. Грудинская Г. П. Распространение радиоволн. — М.: Высшая школа, 1975.
7.3. Долуханов М. П. Распространение радиоволн. — М.: Связь, 1972.
7.4. Болдин В. А. Зарубежные глобальные системы навигации. — М.: Изд-во ВВИА
им. Н.Е. Жуковского, 1986.
7.5. Бортовые устройства спутниковой радионавигации/ Под ред. В. С. Шебшаеви-
ча. — М.: Транспорт, 1988.
7.6. Новиков И. А. и др. Использование спутниковой радионавигационной системы
NAVSTAR для синхронизации шкал времени//3арубежная радиоэлектроника, 1985, №11.
7.7. ICD-GPS-200.
7.8. Understanding GPS: principles and application, Elliotte Kaplan editor. — Artech
House Publish ERs. Boston-London, 1996.
7.9. Bazarov Y. Introduction to Global Navigation Satellite System//AGARD LECTURE
SERIES 207. System implications and innovative applications of satellite navigation. NATO
AGARD, 1996.
7.10. Глобальная спутниковая навигационная система ГЛОНАСС//Интерфейсный
контрольный документ. — М.: Главкосмос, 1988.
7.11. Spilker J. J. GPS signal structure and performance characteristics// Navigation,
1978, vol. 25, № 2.
7.12. Feairheller S. The Russian GLONASS System. US Air Force// Russian study/ION
GPS-94, 1994, pp. 293-302.
7.13. Lachapelle G. Navigation accuracy for absolute positioning// AGARD lecture Se-
ries 207. System Implication and Innovative Applications of Satellite Navigation, 1996,
no. 4-1.
109
Раздел 2
СПУТНИКОВАЯ РАДИОНАВИГАЦИОННАЯ
СИСТЕМА ГЛОНАСС
Глава 8
Общие сведения о спутниковой
радионавигационной системе ГЛОНАСС
8.1 Структура и основные характеристики
Отечественная сетевая среднеорбитальная СРНС ГЛОНАСС (ГЛОбаль-
ная НАвигационная Спутниковая Система) предназначена для непрерывного и
высокоточного определения пространственного (трехмерного) местоположе-
ния, вектора скорости движения, а также времени космических, авиационных,
морских и наземных потребителей в любой точке Земли или околоземного
пространства. В настоящее.время она состоит из трех подсистем:
подсистема космических аппаратов (ПКА), состоящая из навигационных
спутников ГЛОНАСС на соответствующих орбитах;
подсистема контроля и управления (ПКУ), состоящая из наземных пунк-
тов контроля и управления;
аппаратуры потребителей (АП).
Навигационные определения в ГЛОНАСС осуществляются на основе
беззапросных измерений в аппаратуре потребителей псевдодальности и ради-
альной псевдоскорости до четырех спутников (или трех спутников при ис-
пользовании дополнительной информации) ГЛОНАСС, а также с учетом при-
нятых навигационных сообщений этих спутников. В навигационных сообще-
ниях, передаваемых с помощью спутниковых радиосигналов, содержится ин-
формация о различных параметрах, в том числе и необходимые сведения о по-
ложении и движении спутников в соответствующие моменты времени. В ре-
зультате обработки этих данных в АП ГЛОНАСС обычно определяются три
(две) координаты потребителя, величина и направление вектора его земной
(путевой) скорости, текущее время (местное или в шкале Госэталона Коорди-
нированного Всемирного Времени L)TC(SU) или, по другому, иТС(ГЭВЧ)
(ГЭВЧ — Государственный эталон времени и частоты).
Разработчиками системы ГЛОНАСС в целом, в том числе НС и про-
граммного обеспечения управления НС является Научно-производственное
объединение прикладной механики. Разработчиком системы ГЛОНАСС, в том
числе подсистемы контроля и управления, бортовой аппаратуры НС и аппара-
туры потребителей является Научно-исследовательский институт космиче-
НО Г л а в а 8. Общие сведения о СРНС ГЛОНАСС
ского приборостроения. Генеральный заказчик системы ГЛОНАСС — Военно-
космические силы МО РФ, которые и осуществляют в настоящее время управ-
ление системой ГЛОНАСС и информирование потребителей о ее состоянии
(через Координационный научно-информационный центр (КНИЦ ВКС МО
РФ)). Основным документом, содержащим описание структуры и наиболее
общих характеристик навигационных сигналов и сообщений системы, служит
интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС [1.2].
Основные характеристики СРНС ГЛОНАСС приведены в табл. 8.1 — 8.3
[1.1, 1.2, 1.6, 7.9, 8.2, 8.4, 8.5], где для сравнения приведены сведения об аме-
риканской средневысотной СРНС GPS [7.8|. В табл. 8.1 приведены общесис-
темные характеристики СРНС ГЛОНАСС. В табл. 8.2 приведены как стандарт-
ные значения характеристик СРНС, так и их оценки на основе данных, полу-
ченных в 1993—1995 гг. Последние показаны в скобках, причем для С/А-кода
(кода стандартной точности) значения приводятся для вариантов работы (с
SA/без SA (SA — Selective Availability — селективный доступ) ).
Таблица 8.1. Системные характеристики СРНС ГЛОНАСС
Параметр, способ ГЛОНАСС GPS
Число НС (резерв) Число орбитальных плоскостей Число НС в орбитальной плоскости Тип орбит Высота орбит, км Наклонение орбит, град Драконический период обращения НС Способ разделения сигналов НС Несущие частоты навигационных радиосиг- налов, МГц: /Л L1 Период повторения ПСИ (дальномерного кода или его сегмента Тактовая частота ПСИ, МГц Скорость передачи цифровой информации (соответственно СИ- и D- код), бит/с Длительность суперкадра, мин Число кадров в суперкадре Число строк в кадре Система отсчетов времени Система отсчета пространственных координат Тип афемсрид 24 (3) 3 8 Круговая) е =0+0,01) 19100 64,8±0,3 11ч 15 мин 44 с +5 с Частотный 1602,5625...1615,5 1246,4375...1256,5 1 мс 0.511 50 2.5 5 15 Ul C(SU) ПЗ-ЧО Гсоцен1рические координаты и их производные 24 (3) 6 4 Круговая 20145 55 (63) 11ч 56,9 мин Кодовый 1575,42 1227,6 1 мс (С/А-код) 7 дн (Р-код) 1,023 (С/А-кол) 10,23 (Р,У-код) 50 12,5 25 5 UTC(USNO) WGC-84 Модифициро- ванные кенле- ровы элементы
В табл. 8.3 приведены типовые данные погрешностей для СРНС ГЛО-
НАСС как для более (в скобках), так и для менее точного варианта экспери-
ментальных измерений, а так же для СРНС GPS (в скобках дан типовой диа-
пазон изменения).
8 1. Структура и основные характеристики
111
Таблица 8.2. Точностные характеристики СРНС
Параметр Точность измерений
GPS (/*=0,95) ГЛОНАСС (/*=0,997)
Горизонтальная плоскость, м 100 (72/181 (С/А код) 300 (Р=0,9999) (С/.А-код) 18- (Р-, Y-код) 60 (СТ-код) (39)
Вертикальная плоскость, м 156 (135/34) (С/А-код) 28 (Р-, Y-код) 75 (СТ-код) (67,5)
Скорость, см/с < 200 (С/А-код ) 20 (Р-, Y-код) 15 (СТ-код)
Ускорение, мм/с2 8 (С/А-код) <19 (С/А-код ) —
Время, мкс 0,34 (С/А-код ) 0,18 (Р-, Y- код) 1 (СТ-код)
В настоящее время на базе ГЛОНАСС предполагается создание Единой
глобальной системы координатно-временного обеспечения (ЕС КВО) |8.7].
Кроме СРНС эта система включает:
Государственную систему Единого времени с эталонной базой страны;
Государственную систему и службу определения параметров вращения
Земли;
систему наземной и заатмосфсрной оптической астрометрии;
космическую геодезическую систему и т. д.
Считается, что возможности существенного повышения точности навигацион-
ных определений связаны с созданием глобальной системы отсчета, ис-
пользующей самоопределяющиеся навигационно-геодезические спутники без
привлечения измерений с поверхности Земли 11.4, 1.5].
Таблица 8.3. Погрешности СРНС ГЛОНАСС.
Источи и к погрешности, м Дальномерная погрешность
ГЛОНАСС СТ-код GPS
- 1 ГСр= Ю с Р-.Y-код С/А-код
Эфемериды и БЭВЧ 9.2 9.2 Tn 3,6
Ионосферная рефракция 10 10 0,01 7
Тропосферная рефракция 2 2 0,7 0,7
Многолучевость 3 1 I.S 1,2
Другие 1.5 1
Приемом иди кагор 13 5 0 24 |
Типовое затрубление (SA) - - 0,0 1,5
Суммарная СКО эфемерид 20.6 (8 .. 10) 14.7 4,1 (1.4..0,6) 8,1 (7 ... 14) (без SA) 25 (30,3 .. 40) (с SA)
112
Г л_ ав_а8.Общиесведеиия о СРНС ГЛОНАСС
8.2 . Этапы развертывания
Теоретические предпосылки по созданию отечественной СРНС впервые
были сформулированы [В.4] еще до запуска первого ИСЗ в рамках исследова-
ний, проводимых группой сотрудников ЛВВИА под руководством В. С. Шеб-
шаевича в 1955—1957 гг., что свидетельствует о приоритете отечественной
науки в разработке идеологии СРНС.
Первый НС отечественной низкоорбитальной СРНС, предназначенной
для нединамичных потребителей, был выведен на орбиту в 1967 г. А уже через
год были проведены научные исследования по обоснованию, целесообразности
и возможности создания Единой СРНС (Единой Космической Навигационной
Системы), способной обеспечить потребности любых наземных, морских, воз-
душных и космических потребителей с повышенной точностью. В качестве
такой СРНС была разработана сетевая СРНС ГЛОНАСС (1972—1982 гг.).
Развертывание созвездия НС велось поэтапно. Первый спутник СРНС
ГЛОНАСС (Космос 1413) запущен 12 октября 1982 г. К середине 1995 г. всего
было запущено 65 НС ГЛОНАСС, большая часть из которых к настоящему
времени уже выведена из эксплуатации.
Этапы создания полного орбитального созвездия ГЛОНАСС иллюстри-
руются данными, приведенными в табл. 8.4 [7.12, 8.3, 8.9—8.11].
Таблица 8.4. Этапы развертывания СРНС ГЛОНАСС
Номер п.п Космос, номер Дата запуска Дата начала использова- ния Состояние Номер блока
1 2 3 4 5 6
1 1413 12.10.82 10.11.82 30.03.84 1
2 1490 10.08.83 02.09.83 29.10.85 2
3 1491 10.08.83 31.08.83 09.06.88 2
4 1519 29.12.83 07.01.84 28.01.88 3
5 1520 29.12.83 15.01.84 16.09.86 3
6 1554 19.05.84 05.06.84 16.09.86 4
7 1555 19.05.84 09.06.84 17.09.87 4
8 1593 04.09.84 22.09.84 28.11.85 5
9 1594 04.09.84 28.09.84 16.09.86 5
10 1650 18.05.85 06.06.85 28.11.85 ь
11 1651 18.05.85 04.06.85 17.09.87 6
12 1710 25.12.85 17.01.86 06.03.89 7
13 1711 25.12.85 20.01.86 17.09.87 7
14 1778 16.09.86 17.10.86 05.07.89 8
15 1779 16.09.86 17.10.86 24.10.88 8
16 1780 16.09.86 17.10.86 12.10.88 8
17 1838 24.04.87 - аз 9
18 1839 24.04.87 - аз 9
19 1840 24.04.87 - аз 9
20 1883 16.09.87 10.10.87 06.06.88 10
21 1884 16.09.87 09.10.87 20.08.88 10
22 1885 16.09.87 05.10.87 07.03.89 10
23 1917 17.02.88 - аз 11
24 1918 17.02.88 - аз 11
8,2. Этапы развертывания
113
Продолжение табл. 8.4.
Г 1 2 3 4 5 6
1 25 1919 17.02.88 аз и
26 1946 21.05.88 01.06.88 10.05.90 12
27 1947 21.05.88 03.06.88 18.09.91 12
28 1948 21.05.88 03.06.88 18.09.91 12
29 1970 16.09.88 20.09.88 21.05.90 13
- 1971 16.09.88 28.09.88 30.08.89 13
30 1972 16.09.88 03.10.88 12.08.92 13
31 1987 10.01.89 01.02.89 03.02.94 14
32 1988 10.01.89 01.02.89 17.01.92 14
33 1989* 10.01.89 ЭГС 14
- 2022 31.05.89 04.07.89 23.01.90 15
34 2023 31.05.89 15.06.89 18.11.89 15
35 2024» 31.05.89 ЭГС - 15
36 2079 19.05.90 20.06.90 17.08.94 16
37 2080 19.05.90 17.06.90 27.08.94 16
38 2081 19.05.90 11.06.90 20.01.93 16
39 2109 08.12.90 01.01.91 10.06.94 17
40 2110 08.12.90 29.12.90 20.01.94 17
41 2111 04.04.91 28.12.90 15.08.96 17
42 2139 04.04.91 28.04.91 14.11.94 18
43 2140 04.04.91 28.04.91 04.06.93 18
44 2141 30.01.92 04.05.91 16.06.92 18
45 2177 30.01.92 24.02.92 29.06.93 19
46 2178 30.01.92 22.02.92 4- 19
47 2179 30.01.92 18.02.92 4- 19
48 2204 30.07.92 19.08.92 4- 20
49 2205 30.07.92 29.08.92 27.08.94 20
50 2206 30.07.92 25.08.92 26.08.96 20
51 2234 17.02.93 14.03.93 17.08.94 21
52 2235 17.02.93 25.08.93 + 21
53 2236 17.02.93 14.03.93 4- 21
54 2275 11.0494 04.09.94 4- 22
55 2276 11.04.94 18.05.94 4 22
56 2277 11.04.94 16.05.94 4 22
57 2287 11.08.94 07.09.94 4 23
58 2288 11.08.94 04.09.94 4 23
59 2289 11.08.94 07.09.94 г 23
60 2294 20.11.94 11.12.94 4- 24
61 2295 20.11.94 15.12.94 + 24
62 2296 20.11.94 16.12.94 4 24
63 2307 07.03.95 30.03.95 4 25
64 2308 07.03.95 05.04.95 4 25
65 2309 07.03.95 05.04.95 4 25
66 2316 24.07.95 26.08.95 4 26
67 2317 24.07.95 22.08.95 4 26
68 2318 24.07.95 22.08.95 4 26
69 2323 14.12.95 07.01.96 4 27
70 2324 14.12.95 резерв -г 27
71 2325 14.12.95 18.01.96 т 27
Здесь все даты даны для Московского времени (UTC+03 ч 00 мин); в графе
“состояние" показаны даты снятия спутника с использования, а знаком + от-
мечены рабочие спутники орбитальной группировки; аз — аварийный запуск;
эгс — эталонный геодезический спутник. Таким образом, полная орбитальная
группировка была развернута в составе 24 работающих и одного резервного
спутников.
Г л а в a 8. Общие сведения о СРНС ГЛОНАСС
В соответствии с указом Президента РФ от 24 сентября 1993 г. началось
официальное использование системы ГЛОНАСС с промежуточным созвездием
спутников. Штатная эксплуатация ГЛОНАСС началась в конце 1995 г., когда
сеть НС объединила 24 рабочих спутника. Считается, что такое созвездие име-
ет некоторую избыточность, так как, например, даже 22-спутниковое созвез-
дие НС ГЛОНАСС, созданное к середине 1995 г., обеспечивало непрерывное
навигационное поле в течение суток. При этом потребители могли наблюдать
от 5 до 8 спутников.
В 1996 г. Правительство России [8.4] подтвердило сделанное на 10-й Аэ-
ронавигационной конференции ИКАО предложение о предоставлении канала
стандартной точности системы ГЛОНАСС мировому авиационному сообщест-
ву, обеспечивающего определение координат с характеристиками точности,
показанными в табл. 8.2. В отличие от системы GPS, здесь не предполагается
использования каких-либо методов загрубления точности. Кроме того, Россия
принимает все меры для обеспечения целостности и надежности обслужива-
ния и полагает , что она будет в состоянии представить уведомление по
крайней мере за 6 лет до прекращения обслуживания.
Оценить широкие возможности ГЛОНАСС даже при неполном созвездии
можно рассмотрев приведенные в табл. 8.5 характеристики зоны действия
ГЛОНАСС для авиационных потребителей на промежуточном этапе разверты-
вания (12 НС на двух орбитах) (8.1] .
Таблица 8.5. Характеристики зоны действия
| Характеристики зоны действия Географичес- кая широта потребителя Трехкоор- динатные определения Двухкоорди- I натные определения |
I Часть одновременно обслужи- | ваемого пространства >±50" < ±50" 92 60 100 98
| Суммарная продолжительность I навигационных определений в 1 сутки, не менее (часы) > +50" < +50" 18 ... 20 13 ... 15 24 21
1 Длительность максимального 1 перерыва в навигационных опре- 1 делениях, ч в сут, не более > +50° < +50" 2 <5 0
Система ГЛОНАСС с полностью развернутой группировкой НС характе-
ризуется вероятностью обеспечения навигационных определений не хуже 0,947
в непрерывном навигационном поле с точностью, указанной в табл. 8.2 (в
Российском радионавигационном плане 1994 г. [В.9| приведены несколько от-
личающиеся данные. Точностные характеристики определения плановых коор-
динат, высоты и времени (1 ст) равны соответственно 30 м, 30 м и 1 мкс, а
доступность системы — 0,98). Значение HDOP в этом случае для 93 % потре-
бителей будет менее двух.
Расчетный ресурс спутника системы ГЛОНАСС составляет не менее трех
лет. После 2000 г. [7.12| планируется развернуть модернизированную систему
115
8.3. Система координат, используемая в СРНС ГЛОНАСС
рЛОНАСС-М. Ресурс ее НС составит не менее 5 лет, что позволит повысить
надежность системы в целом. За счет межспутниковых измерений 17.12] зна-
чительно повысится время автономной работы орбитальной группировки и
другие характеристики. Точностные характеристики определения плановых
координат, высоты и времени (1а) составят соответственно 10 м, 10 м и де-
сятки наносекунд |В. 10, 7.12]. (Болес подробно о ГЛОНАСС-М см. гл. 13).
8.3 Система координат, используемая в СРНС ГЛОНАСС
Эфемеридная информация, передаваемая потребителям ГЛОНАСС в со-
ставе служебной информации конкретного НС, содержит координаты фазового
центра передающей антенны данного НС в геоцентрической системе коорди-
нат ПЗ-90 (см. гл. 3). Эта система координат также как и принятая в СРНС
GPS система координат WGS-84 |7.8] относится к декартовым системам типа
ECEF (Earth-centered Earth-fixed, т. е. начало координат расположено в центре
масс Земли и направления осей связаны с Землей). До 1993 г. в СРНС ГЛО-
НАСС использовалась система координат СГС-85 [8.5, 8.6|.
Несмотря на схожесть систем координат ПЗ-90 и WGS-84, они, тем не
менее, различаются в некоторых важных параметрах. Принято сводить эти
различия, например к некоторому пово-
роту системы относительно оси Z или Г
и смещению начала координат (рис. 8.1).
Соотношения, характеризующие
v переход от координат в системе ПЗ-90 к
* системе WGS-84, можно представить в
виде ]8.1]
Рис. 8.1. Системы координат Смещение координат точки па зем-
ной поверхности в двух указанных систе-
мах координат оценивается по результатам измерений как нс превышающее
15 м (в среднем 5 м).
8.4 . Частотно-временное обеспечение.
Шкалы времени системы ГЛОНАСС
Частотно-временное обеспечение реализуется системой синхронизации
(СС) ГЛОНАСС, которая обеспечивает формирование единой системной шка-
лы времени (СШВ), синхронизацию БШВ (бортовых шкал времени) каждого
ПС с СШВ. расчет частотно-временных поправок (ЧВП). определение расхож-
116 Глава 8. Общие сведення о СРНС ГЛОНАСС
дения СШВ относительно шкалы Государственного эталона координирован-
ного всемирного времени UTC (SU), расчет поправок к СШВ, закладку попра-
вок на борт НС (дважды в сутки) для передачи их потребителям в составе на-
вигационного сообщения. (Общие сведения о единицах мер времени, системах
отсчета и шкалах времени приведены в гл.2.)
Система синхронизации включает в свой состав 11.1, 1.2, 8.10|:
I. Цезиевые БЭВЧ НС, обеспечивающие формирование и хранение БШВ
НС. Точность взаимной синхронизации бортовых шкал времени НС составля-
ет 20 нс (1а) .
2. Центральный синхронизатор (ЦС) системы, обеспечивающий форми-
рование СШВ с помощью водородных стандартов частоты с суточной неста-
бильностью частоты не хуже 5 10 14 и относительной погрешностью частоты
не хуже 1-Ю'13. Для системы GPS эти параметры имеют значения 3 10 14 и
ЫО'12, соответственно (для одного из этапов использования системы).
3. Систему контроля фаз (СКФ), осуществляющую активные и пассив-
ные измерения дальности до НС и передачу результатов измерений на центр
управления системой (ЦУС) для сверки БШВ и СШВ.
4. Аппаратуру привязки, обеспечивающую одновременные измерения по
сигналам одного НС для определения расхождения СШВ и UTC(SU). Расхож-
дение между СШВ и UTC(SU) не должно превышать 1 мс (1а). Погрешность
привязки этих шкал не должна превышать 1 мкс (1а ).
5. Контрольные станции, обеспечивающие контроль и управление БШВ
и передачу ЧВП на НС.
6. Программные средства вычислителей ЦУС, обеспечивающие согласо-
ванную работу СС, периодическое определение ухода БШВ относительно
СШВ, расчет и прогнозирование ЧВП для НС. При этом учитываются влияние
релятивистских и гравитационных эффектов на формирование БШВ.
Частотно-временные поправки рассчитывают па каждом витке НС в виде
двух параметров линейной аппроксимации расхождения БШВ относительно
НС на тридцати- (шестидесяти ) минутном интервале и закладываются дважды
в сутки (ориентировочно каждые 12 ч) на борт каждого НС.
Шкала времени каждого спутника ГЛОНАСС? может эпизодически под-
вергаться коррекции с целью того, чгобы отличие этой шкалы от шкалы вре-
мени цен трального хронизагора не превышало +1 нс. В этом случае в течение
времени, необходимого наземному комплексу для проведения сверки и фор-
мирования поправок, в навигационном сообщении передаются признаки, >а-
прещающие использование этого спутника для целей навигации.
В сетевых СРНС' годность взаимной синхронизации фаз дальномерных
сигналов НС является основным показателем частотно-временных определе-
ний. Она характеризуется точностью привязки каждой БШВ к СШВ на интер-
вале примерно 12 ч и зависит, в основном, от стабильности БЭВЧ и погреш-
ности определения ухода БШВ относительно СШВ по измерениям СКФ.
8.4. Частотно-временное обеспечение. Шкалы времени системы ГЛОНАСС 117
В случае использования БЭВЧ на основе квантовых' стандартов частоты
с атомными лучевыми трубками, характеризующихся относительной погреш-
ностью ио частоте не более 7 - 10 12 и суточной нестабильностью частоты не
более 5 10~13, и проведения сверки шкал времени (определения ухода БШВ) с
погрешностью не более 5 нс (1а ), обеспечивается точность взаимной синхро-
низании сигналов НС порядка 20 ... 23 нс на интервале 12 ч. Алгоритмическая
коррекция дополняется аппаратной коррекцией при уходе БШВ более 1 мс.
Шкала системного времени в ГЛОНАСС корректируется одновременно с
коррекциями на целое число секунд шкал UTC (SU), проводимыми Службой
Всемирного времени. Коррекции шкал UTC необходимы для их согласова-
ния с астрономической шкалой UT1 всемирного времени. Указанная коррек-
ция СШВ ГЛОНАСС осуществляется в 00 ч 00 мин 00 с в полночь с 30 июня
на 1 июля или с 31 декабря на 1 января. О планируемом проведении секунд-
ной коррекции СШВ ГЛОНАСС сообщается заблаговременно.
Следовательно, между СШВ ГЛОНАСС и UTC (SU) нс существует сдвига
на целое число секунд. Благодаря этому сокращается объем информации при
передаче потребителям величины расхождения СШВ и UTC(SU). Между сис-
темным временем ГЛОНАСС и UTC(SU) существует постоянный сдвиг на це-
лое число часов, обусловленный особенностями функционирования ПКУ:
^ГЛОНАСС = UTC(SU)+ 03 ч 00 мин.
В перспективе предполагается снизить погрешность взаимной синхрони-
зации фаз сигналов НС до 15 нс за 24 ч, а также провести согласование СШВ
GPS и ГЛОНАСС. Согласование этих ШВ основывается на высоких характе-
ристиках шкалы UTC (SU) [8.10|.
Литература
8.1. Misra 1‘ A’. Integrated use ol GPS and GLONASS in civil aviation //Mil LL. Hi
let net.
8.2. fans, j wp/75. icao, i9,ss.
8.3. История запусков no программе ГЛОНАСС// Компьютерный бюллетень BBs
КНИЦ ИКС РФ.
8 4. Письмо министра транспорт РФ llpeiH.-tenri c-uiera ИКАО// Компьютерньп
ок.ллетень BBS КНИЦ ИКС РФ.
S5. Характеристики системы ГЛОНАСС, качество тимереннй и функционирование
сипемы/ Пер. //. Мишра и др. ION GPS-96. Компьютерный бюллетень BBS КНИЦ
ИКС РФ
8.6. Функционирование ГЛОНАСС в 1995 году Резулыагы моииторинiа/ Пер
// Мишра и др. Mil LL. Компьютерный бюллетень BBS КНИЦ ВКС РФ.
8.7. Шебшаевич В. С. Этапы становления и проблемы развития спутниковых РН<
в СССР// Вопросы радиоэлектроники. Сер. ОВР. 1991. вып. 8.
8.8. GNSSP/2-WP/70. ICAO, 1995.
8.9. GLONASS Development History// Mil LL GG. Internet.
8.10. балясников В. II. и tip. Современное состояние и перспективы развития час-
тотно временного обеспечения системы IJIOHACC// Вопросы радиоэлектроники Сен
ОВР. 1991. вып. 8.
118
Глава 9
Наземный сегмент
(подсистема контроля и управления)
9.1. Назначение и состав подсистемы контроля и управления
9.1.1. Общие сведения
Наземный сегмент системы ГЛОНАСС — подсистема контроля и управ-
ления (ПКУ), предназначена для контроля правильности функционирования,
управления и информационного обеспечения сети спутников системы ГЛО-
НАСС, состоит из следующих взаимосвязанных стационарных элементов [1.1,
1.4, 1.5, 7.9, 9.1, 9.2]: центр управления системой ГЛОНАСС (ЦУС); централь-
ный синхронизатор (ЦС); контрольные станции (КС); система контроля фаз
(СКФ); кванто-оптические станции (КОС); аппаратура контроля поля (АКП).
Наземный сегмент выполняет следующие функции:
проведение траекторных измерений для определения и прогнозирования
и непрерывного уточнения параметров орбит.всех спутников;
временные измерения для определения расхождения бортовых шкал вре-
мени всех спутников с системной шкалой времени ГЛОНАСС, синхронизация
спутниковой шкалы времени с временной шкалой центрального синхрониза-
тора и службы единого времени путем фазирования и коррекции бортовых
шкал времени спутников;
формирование массива служебной информации (навигационных сообще-
ний), содержащего спрогнозированные эфемериды, альманах и поправки к
бортовой шкале времени каждого спутника и другие данные, необходимые для
формирования навигационных кадров;
передача (закладка) массива служебной информации в память ЭВМ каж-
дого спутника и контроль за его прохождением;
контроль по телеметрическим каналам за работой бортовых систем спут-
ников и диагностика их состояния;
контроль информации в навигационных сообщениях спутника, прием
сигнала вызова ПКУ;
управление полетом спутников и работой их бортовых систем путем вы-
дачи на спутники временных программ и команд управления; контроль прохо-
ждения этих данных; контроль характеристик навигационного поля;
определение сдвига фазы дальномерного навигационного сигнала спут-
ника по отношению к фазе сигнала центрального синхронизатора;
планирование работы всех технических средств ПКУ, автоматизирован-
ная обработка и передача данных между элементами ПКУ.
В атоматизированном режиме решаются практически все основные зада-
9.1- Назначение и состав подсистемы контроля ц .управления
119
чи управления НС и кон-
троля навигационного поля.
С использованием
специального математиче-
ского обеспечения в сетях
ЭВМ решаются следующие
задачи (рис. 9.1, 9.2, a, ff):
планирование работы ПКУ
...—► - измерения
* команды
* время
-------* - телеметрия -----------* - измерения
с НС и формирование
программы работы для
средств ЦУС и других
элементов; расчет бал-
листической информа-
ции для планирования
и управления НС, ко-
мандно - программной
информации; обработка
телеметрической ин-
формации; контроль
навигационного поля;
обработка траекторных
измерений и прогнози-
рование пространст-
венного положения НС
и расхождение их шкал
времени с временной
шкалой системы.
На приведенных
схемах АРМ — автома-
тизированное рабочее
место.
Основные функ-
ции элементов ПКУ за-
Рис. 9.1. Схема наземного сегмента с направле-
нием движения потоков информации
Рие. 9.2. Схемы локальной вычислительных
сетей ЦУС (а) и КС (6)
ключаются в следую-
щем.
9.1.2 Центр управления системой
Центр управления системой [1.4, 1.5| соединен каналами автоматизиро-
ванной и неавтоматизированной связи, а также линиями передачи данных
со всеми элементами ПКУ, планирует и координирует работу всех средств
120 Г л а в а 9. Наземный сегмент(подснстем» контроля и управления)
ПКУ на основании принятого для ГЛОНАСС ежесуточного режима управле-
ния спутниками в рамках технологического цикла управления. При этом ЦУС
собирает и обрабатывает данные для прогноза эфемерид и частотно-временных
поправок, осуществляет с помощью, так называемого, баллистического центра
расчет и анализ пространственных характеристик системы, анализ баллистиче-
ской структуры и расчет исходных данных для планирования работы элемен-
тов ПКУ.
Информацию, необходимую для запуска спутников, расчета параметров
их орбитального движения, управления ими в полете, ЦУС получает от сис-
темы единого времени и эталонных частот, системы определения параметров
вращения Земли, системы мониторинга гелио- и геофизизической обстановки
[7.9,9.Ц.
Центральный синхронизатор, взаимодействуя с ЦУС, формирует шкалу
времени ГЛОНАСС , которая используется для синхронизации процессов в
системе, например, в системе контроля фаз. Он включает в свой состав группу
водородных стандартов.
9.1.3. Контрольные станции
Контрольные станции [1.4, 1.5] (станции управления, измерения и кон-
троля или наземные измерительные пункты) по принятой схеме радйокб'нт-
роля орбит осуществляют сеансы траекторных и временных измерений, необ-
ходимых для определения и прогнозирования пространственного положения
спутников и расхождения их шкал времени с временной шкалой ГЛОНАСС, а
также собирают телеметрическую информацию о состоянии бортовых систем
спутников. С их помощью происходит закладка в бортовые ЭВМ спутников
массивов служебной информации (альманах, эфемериды, частотно-временные
поправки и др.), временных программ и оперативных команд для управления
бортовыми системами.
Траекторные измерения осуществляются с помощью радиолокационных
станций, которые определяют запросным способом дальность до спутников и
радиальную скорость. Дальномерный канал характеризуется максимальной
ошибкой около 2 ... 3 м. Процесс измерения дальности до спутника совмеща-
ют по времени с процессом закладки массивов служебной информации, вре-
менных программ и команд управления, со съемом телеметрических данных
со спутника.
Для эфемеридного обеспечения с КС в ЦУС ежесуточно выдается по
каждому спутнику по 10 ... 12 наборов (сеансов) измеренных текущих навига-
ционных параметров объемом примерно 1 Кбайт каждый.
В настоящее время для обеспечения работ ГЛОНАСС могут использо-
ваться КС, рассредоточенные по всей территории России (рис. 9.4). Часть КС
и других элементов наземного сегмента ГЛОНАСС осталась вне территории
России (в странах СНГ) и может быть использована лишь при наличии соот-
ветствующих договоренностей. Размещение сети КС выбрано с учетом сущсст-
9.1. Назначение и состав подсистемы контроля иугчювления
121
Рис. 9.4. Наземный сегмент СРНС ГЛОНАСС
вуюшей инфраструктуры управления НС и из условий надежного решения за-
дач траекторных, измерений для всей орбитальной группировки.
Такая сеть КС обеспечивает закладку на спутники системы. 1 раз/сут вы-
сокоточных эфемерид и временных поправок (возможна закладка 2 раз/сут).
В случае выхода из строя одной из станций возможна ее равноценная
замена другой, так как сеть КС обладает достаточной избыточностью и в наи-
худшей ситуации работу системы может обеспечивать ЦУС и одна станция,
однако интенсивность ее работы будет очень высокой.
При планировании работы КС на сутки определяются основные и ре-
зервные станции для проведения сеансов измерений с необходимой избыточ-
ностью. Контрольные станции имеют тройное резервирование по аппаратуре
(один комплект рабочий, второй — в резерве, третий — профилактические ра-
боты). Коэффициент готовности средств ПКУ в сеансе измерений и закладки
информации на борт спутника близок к единице.
Описанная сеть КС отличается от аналогичной структуры СРНС GPS
тем, что обеспечивает высокое качество управления орбитальной группиров-
кой только с национальной территории. КС ГЛОНАСС могут использоваться
для обеспечения функционирования других космических средств.
9.1.4. Кванто-оптические станции
Кванто-оптическая станции предназначены для периодической юсти-
ровки радиотехнических каналов измерения дальности КС с помощью лазер-
ного дальномера. В этих целях на каждом спутнике размещены специальные
лазерные отражатели. Применение КОС обеспечивает высокоточное измере-
ние параметров движения спутников ГЛОНАСС. За последние 20 лет разрабо-
' х I )
122 I Л а в а у. Наземный сегмент(подсистема контроля и управления)
таны три отечественные лазерные станции слежения или КОС: лазерная даль-
номерная система Гео-ИК; КОС Эталон; КОС Майданак (Узбекистан).
Всего в России было сооружено 20 таких комплексов. Станция Гео-ИК
является частью спутниковой геодезической системы Гео-ИК, которая ис-
пользуется для определения земных координатных систем и моделей гравита-
ционного поля Земли. Эти модели являются основой для высокоточных опре-
делений орбит спутников ГЛОНАСС.
Кванто-оптические станции типа Эталон и Майданак используются для
корректировки радиолокационных измерений и в процессе определения ор-
бит в ГЛОНАСС. Второе поколение КОС Эталон позволяет определять поло-
жение спутников видимых по отраженному вниз солнечному свету (со звезд-
ной величиной менее, чем 13) на максимальной высоте около 20000 км. По-
грешность измерений дальности при интервале усреднения в 15 с составляет
около 1,5 ... 2 см и углового положения — 2 ... 3" .
Кванто-оптичекая станция Майданак представляет собой многофунк-
циональный комплекс, который позволяет измерять дальность до . космиче-
ских объектов на высотах до 40 000 км (со звездной величиной 16). Макси-
мальная угловая ошибка определения положения спутника имеет порядок от
0,5 до 1 ... 2", а дальномерная ошибка — не более 1,5 ... 1,8 см.
Наиболее эффективно лазерные станции работают в ночное время при
хорошей видимости. _ ___. . ___
9.1.5. Система контроля фаз
Система контроля фаз обеспечивает контроль (сверку) сигнала, излучае-
мого спутником с целью измерения фазового и частотного сдвига бортовых
эталонов времени и частоты относительно эталона ЦС. Эта информация необ-
ходима для синхронизации фаз навигационных сигналов, излучаемых всеми
спутниками ГЛОНАСС. Такая процедура производится с помощью контроль-
ного навигационного приемника СКФ. В процессе сверки (для определения
сдвига бортовой шкалы времени) принятые дальномерные сигналы спутника
сравниваются с опорными сигналами, полученными от высокостабильного
(относительная нестабильность порядка 10-13) эталона частоты ЦС.
В результате сравнения измеряется псевдодальность PR(t) = А(/) + Л(/), где
Л(/) — дальность от СКФ до спутника; Л(/) — ошибка ее измерения, обуслов-
ленная, в частности, рассогласованием фаз между бортовым стандартом вре-
мени и частоты и ЦС. В связи с тем, что псевдодальность является измеряе-
мой величиной, и учитывая максимальную ошибку A(f), значение Л(г) можно
определить с точностью 3 ... 4 м. В дальнейшем Л(/) можно усреднить на дли-
тельном интервале, экстраполировать на заданный момент времени (t + T) и
привести к соответствующей размерности для коррекции, например, шкалы
времени и частоты бортового эталона.
y.L Назначение и состав подсистемы контроля и упеадления 123
Результаты измерений, проводимых в СКФ, автоматизировано переда-
ются в ЦУС для расчета поправок к фазе и частоте бортового эталона, входя-
щих в навигационные сообщения соответствующего спутника. Сверка фаз
дальномерных сигналов выполняется 1 раз/сут для каждого спутника. Пара-
метры для синхронизации бортовой шкалы времени обновляются 2 раз/сут,
поэтому вклад ошибки из-за сдвига фазы дальномерного сигнала спутника в
результирующую ошибку измерения псевдодальности может составить не бо-
лее 5 ... 6 м.
9.1.6. Аппаратура контроля ноля
Аппаратура контроля поля представляет собой высокоточную аппаратуру
потребителей, располагаемую на контрольных станциях и имеющую высоко-
точную геодезическую привязку, и обеспечивает непрерывный контроль харак-
теристик навигационного обеспечения (в частности, точностных характери-
стик координатно-временного обеспечения, которые должны поддерживаться
с достаточно высокой достоверностью — с вероятностью не хуже 0,997, а так-
же характеристик целостности) с помощью системы ГЛОНАСС на территории
России.
Для оценки качества работы ГЛОНАСС предусматривается: диагностика
работы основных-бортевых систем-спутников; контроль точности решения на-
вигационной задачи и качества информации, содержащейся в навигационных
сообщениях спутников.
Диагностику бортовых систем спутника можно осуществлять на АКП,
например по результатам его самоконтроля, которые передаются в навигаци-
онном кадре. В случае обнаружения неисправности, влияющей на качество
навигационного сигнала, признак непригодности данного спутника для нави-
гационных определений потребителей (соответствующее значение параметра
”В” навигационного кадра) автоматически включается в состав навигацион-
ного сообщения спутника нс позднее, чем через одну минуту после обнаруже-
ния неисправности. Это позволяет потребителям исключить неисправный
спутник из процедуры навигационных определений.
Контроль качества навигационного обеспечения системой ГЛОНАСС ве-
дется аппаратурой АКП, в основном, в двух режимах*&онтроля НС и контроля
поля.
Режим контроля НС предусматривает непрерывное сравнение измерен-
ных значений псевдодальностей и псевдоскоростей с их прогнозируемыми
значениями для всех видимых спутников ГЛОНАСС (одновременно в зоне ра-
диовидимости АКП может находиться до 8 ... 11 спутников). За время сеанса
связи от каждого спутника принимаются и контролируются данные, содержа-
щиеся в навигационных кадрах, а также осуществляется измерение с помощью
его сигналов первичных навигационных параметров (псевдодальности и
124 Глава 9. Наземный сегмент(нодсистема контроля и управления)
псевдоскорости). После окончания сеанса связи в АКП выполняется автоном-
ный анализ полученной информации и контролируется отсутствие сигнала вы-
зова ПКУ.
При отрицательном результате проверки спутника об этом автоматиче-
ски сообщается в ЦУС с указанием конкретных причин, где'принимаются не-
обходимые меры по устранению неисправностей, ограничивающие или вре-
менно исключающие использование спутника по целевому назначению. Вы-
ход из строя отдельных спутников ГЛОНАСС не приводит к заметному ухуд-
шению точностных характеристик навигационного поля системы, так как
группировка спутников имеет необходимую избыточность по числу НС.
Режим контроля навигационного поля предусматривает решение навига-
ционной задачи по каждому оптимальному созвездию спутников над соответ-
ствующим АКП. Эта процедура включает также сравнение эталонных коорди-
нат с текущими результатами местоопределения по данному созвездию и вы-
полняется непрерывно по автономному плану. Результаты навигационных оп-
ределений (а при отрицательных данных контроля и измерительная информа-
ция, используемая в этом сеансе) передается в ЦУС для оценки текущих ха-
рактеристик навигационного обеспечения, анализа причин аномальных харак-
теристик и принятия решения по дальнейшему варианту функционирования
системы. В такой ситуации могут быть предприняты следующие меры; переда-
ча на бррт спутника команды, формирующей в составе кадра навигационной
информации признака непригодности НС для использования его Сигналов по-
требителями системы ГЛОНАСС; проведение с использованием телеметриче-
ского канала работ с аппаратурой спутника по отысканию в ней неисправно-
стей; пересчет и перезакладка на борт спутника навигационной информации;
выполнение сеанса навигационных измерений с данным спутником с помо-
щью другой аппаратуры АКП.
Перечисленных видов контроля с учетом избыточности орбитальной
группировки обычно достаточно для поддержания требуемых характеристик
навигационного поля.
В СРНС ГЛОНАСС, в отличие от GPS, осуществляется раздельное реше-
ние задач эфемеридного и частотно-временного обеспечения.
9.2. Эфемеридное обеспечение
Эфемеридное обеспечение поддерживается комплексом технических и
программных средств, выполняющих радиоконтроль орбит спутников с не-
скольких наземных КС, обработку результатов траекторных измерений и рас-
чет эфемеридной информации (ЭИ), передаваемой далее с помощью загрузоч-
ных станций на спутник.
Высокая точность расчета эфемерид (определение и структура эфемерид
НС ГЛОНАСС описываются в п. 10.4.2) обеспечивается соответствующей точ-
ностью измерительных средств, внесением поправок на выявленные методиче-
ские погрешности, применением в процессе расчета эфемерид не только те-
1.2, Эфемеридное обеспечение
125
кущих траекторных измерений, но и накапливаемых за недельный срок. При
этом дальномерные данные, получаемые от станций слежения за спутниками,
периодически калибруются, что обеспечивает высокое качество траекторных
измерений в системе ГЛОНАСС.
Предполагается, что такие традиционные методы управления будут ис-
пользоваться до 2000 г. В дальнейшем будет осуществляться переход на новые
технологии, включающие межспутниковые угломерно-дальномерные измере-
ния, что обеспечит качественный скачок в координатно-временном обеспече-
нии потребителей (7.12, 9.3].
9.2.1. Особенности формирования эфемеридной
информации в ГЛОНАСС
Система ГЛОНАСС создавалась в условиях, когда уровень фундамен-
тальных исследований в области геодезии, геодинамики и геофизики не обес-
печивал требуемую точность эфемеридного обеспечения системы. В этих усло-
виях был проведен комплекс работ по обоснованию путей, решения этой про-
блемы через построение согласующих моделей движения спутников, парамет-
ры которых определяют в процессе решения самой задачи баллистико-
навигационного обеспечения системы.
Исследования показали, что необходимо отказаться от типовых остро-
резонансных (например, с периодом обращения спутника равным 12 ч, как в
СРНС GPS, когда период вращения Земли вокруг своей оси равен двум перио-
дам обращения спутника) орбит спутников, так как в процессе моделирования
уравнений траекторного движения спутников это повышает устойчивость их
решений и ослабляет корреляции между параметрами отдельных уравнений
(моделирующих, например, изменение геопотенциала, координат измеритель-
ных средств, радиационного давления). Кроме того, оказалось, что наивысшая
сочность баллистико-эфемеридного обеспечения системы при решении мно-
гомерной навигационной задачи с расширенным вектором состояния обеспе-
чивается при обработке измеренных текущих навигационных параметров на
интервале 8 сут. Переход от острорезонансных орбит был осуществлен путем
увеличения числа витков спутника (по сравнению с GPS) на интервале 8 сут
до 16 ... 17. Число спутников в системе бранолравным 24 с равномерным рас-
пределением по трем орбитальным плоскостям. Все спутники системы фази-
руются таким образом, что на больших временных интервалах они имеют один
след на поверхности Земли. Это обеспечивает высокую баллистическую устой-
чивость системы и относительно высокую точность и простоту расчетов траек-
торий. Опыт эксплуатации системы показал, что при обеспечении начального
периода обращения спутника с точностью не хуже 0,1 с на протяжении задан-
ного срока активного существования спутника его положение в системе кор-
ректировать не нужно.
В настоящее время в системе ГЛОНАСС используется запросная техно-
логия эфемеридного обеспечения, когда исходной информацией для расчета
126 Г л а в a 9. Наземный сегмеит(подсистема контроля и управления)
эфемерид служат данные измеренных текущих параметров (ИТП) спутников,
поступающие в ЦУС от контрольных станций по программам межмашинного
обмена через вычислительную сеть. Ежесуточно осуществляется 10 ... 12 сеан-
сов передачи информации по каждому спутнику.
9.2.2. Типовые операции управления
Процесс эфемеридного обеспечения реализуется в ходе отработки типо-
вых операций управления ПКУ, который предполагает решение следующих
задач: предварительная обработка ИТП; расчет начальных условий на начало
каждого интервала работы; определение параметров движения; расчет и фор-
мирование эфемеридной информации (ЭИ) и альманаха системы; апостериор-
ная оценка точности формирования ЭИ; оперативная и камеральная оценка
возможности использования измерений КС и временной информации в инте-
ресах эфемеридного обеспечения системы; обработка и прогнозирование па-
раметров вращения Земли (ПВЗ).
Рассмотрим подробнее отдельные операции управления.
Предварительная обработка ИТП. Цикл управления ЦУС начинается с
запроса сеансов связи с КС для получения наборов ИТП и предварительной
обработки этой информации. При этом выполняются следующие операции:
дешифровка и анализ ключевых, технологических, калибровочных и информа-
ционных посылок наборов (массива) данных; расчет априорных навигацион-
ных функций; преобразование информационных параметров, полученных в
результате дешифровки массивов, в значения навигационных параметров; кор-
рекция измерений массивов ИТП с учетом поправок на распространение из-
мерительного сигнала в ионосфере и тропосфере Земли; формирование и за-
пись массивов ИТП в БД.
Время решения задачи предварительной обработки информации для пер-
вого сеанса составляет 1,5 мин.
Расчет начальных услоанй. Для расчета начальных условий спутника на
начало мерного интервала осуществляется считывание из БД исходных на-
чальных условий, настройка математической модели движения спутника, рас-
чет параметров движения спутника на заданное время численным методом ин-
тегрирования и запись полученных кинематических параметров движения в
БД. В типовой операции управления интервал прогнозирования составляет
около двух витков.
Определение параметров движения. После подготовки начальных усло-
вий, проведения измерений и решения задачи определения параметров движе-
ния спутника на 8-ми суточном интервале производится уточнение расширен-
ных начальных условий, включающих кинематические параметры движения,
коэффициенты модели движения и измерений. В задаче определения парамет-
ров движения реализован итерационный метод Ньютона (см. п. 6.3.1), при
этом число итераций равно 3 ... 4.
^9.2. Эфемеридное .обеспечение 127
Формирование эфемерид. Полученные в ходе предыдущей операции на-
чальные условия используют для расчета эфемеридной информации (кинема-
тические параметры движения спутника и составляющие действующего на
него возмущающего ускорения), которая записывается в базу выходных дан-
ных. Из нее формируется служебная информация в заданном виде (форме) и
передается на КС для закладки на борт спутника. Высокая точность расчета
траектории движения спутника достигается в основном за счет разработки
адекватной модели движения спутников, описываемой системой дифференци-
альных уравнений и учитывающей следующую совокупность сил: притяжение
Земли (с учетом аномалий), Луны и Солнца; воздействие лунно-солнечных
приливных вариаций геопотенциала, давление солнечного излучения (см.
§ 3.7). Основным фактором, определяющим характер движения спутника, яв-
ляется геопотенциал, возмущающая часть которого задает общую эволюцию
орбиты. Действие остальных возмущающих факторов примерно в 1 000 раз
меньше воздействия геопотенциала.
Задача определения начальных условий движения спутника, а также
расширенного вектора состояния, решается на основе математической обра-
ботки измерений, полученных на восьми суточном интервале наблюдений ме-
тодом наименьших квадратов (см. п. 6.3.2), который в настоящее время явля-
ется основным методом статистического оценивания траектории движения
спутника [1.4, 1.5, 6,4].
Формирование альманаха. Расчет альманаха (определение альманаха и
его структура описываются в п. 10.4.3) и системы ГЛОНАСС осуществляется
на заданном интервале с шагом расчета 1 сут. Информация альманаха системы
предназначена, в частности, для выбора потребителем созвездия спутников, по
которым определяется местоположение. Результаты расчетов записываются в
базу выходных данных. Из них формируется служебная информация и переда-
ется на КС для закладки на борт спутника.
Оценка точности эфемерид. В процессе проведения типовых операций
управления производится неоперативное оценивание точностных характери-
стик эфемерид, ежесуточно уточняемых для каждого спутника. С учетом уточ-
ненных на данных технологических сутках опорных эфемерид рассчитывают
эталонные (осредненные на интервале измерения) кинематические параметры
движения и вычисляют максимальные отклонения оцениваемых опорных эфе-
мерид, прогнозируемые на 30 ч, относительно эталонных. Вектор максималь-
ных отклонений записывается в БД и используется при вычислении выбороч-
ных оценок точности эфемеридного обеспечения за определенный интервал
времени для отдельных спутников или всей системы в целом.
Оценка возможности применения КС. Контроль возможности использо-
вания КС в интересах эфемеридного обеспечения осуществляется в два этапа.
На первом этапе оперативно (ежедневно) после окончания выполнения типо-
вых операций управления оценивается качество работы КС как по составу
всей орбитальной группировки, так и в течение десяти суточного интервала
предыстории.
128__ Г л а в a 9. Наземный сегмент(подсистема контрола н управления) j
На втором этапе — неоперативно (ежемесячно) в конце каждого месяца.!
На этом этапе более углубленно оценивается качество работы КС, так как
оцениваемый интервал берется равным не менее 1 мес, и принимается решет <
ние о дальнейшем использовании данной КС в ПКУ ГЛОНАСС.
Определение параметров вращения Земли. Для’-. обеспечения ГЛОНАСС
параметрами вращения Земли в системе организовано оперативное определе-
ние координат полюса Земли, эксцесса длительности суток по данным изме-
рений КС на основе совместного уточнения ПВЗ и вектора состояния систе-
мы. Специально разработанные методики позволяют определить и всемирное
время в процессе эфемеридного обеспечения системы. Точность получаемых
результатов оценивается для координат полюса на уровне 15 ... 20 см, для дли-
тельности земных суток — 0,5 мс и для всемирного времени — 1 мс. Регуляр-
ное определение ПВЗ по данным наблюдений НС в режиме оперативной
службы осуществляется наземным комплексом ГЛОНАСС с 1984 г.
Получение этих данных методически и организационно тесно связано с
технологией информационного обеспечения спутников ГЛОНАСС, что опре-
деляет высокую надежность и оперативность определений , однородность и
равномерность распределения данных, а также приемлемую для практических
применений точность получаемых значений ПВЗ. Однако это привносит неко-
торую специфику в технологию определения ПВЗ. В первую очередь — это
региональное размещение КС исключительно на территории России и особен-
ности орбитального построения системы.
Определение ПВЗ проводится в процессе технологического цикла управ-
ления спутниками ГЛОНАСС, предусматривающего проведение ежесуточных
вычислений орбит спутников и ПВЗ по данным наблюдений каждого спутника
за предшествующие 8 сут. В каждом таком решении получают оценки трех
значений ПВЗ — двух координат полюса Хр, Yp и скорости вращения Земли
(эксцесса длительности суток D). Текущие значения координат полюса и ско-
рость вращения Земли уточняются в процессе обработки наблюдений методом
наименьших квадратов на 8-ми суточном интервале. Этот интервал обеспечи-
вает наилучшее усреднение и компенсацию неучтенных возмущений.
Всемирное время определяют при сопоставлении результатов текущих
определений орбит спутников с их эфемеридами, вычисленными с использо-
ванием данных ПВЗ, согласованных на некоторую начальную эпоху с данными
Международной службы вращения Земли. Таким образом, при выполнении
каждого суточного технологического цикла получают п реализаций оценок
всех четырех параметров: Хр, Yp, D и (UT1—UTC), где п — число спутни-
ков. Усреднение этих данных с исключением аномальных значений дает воз-
можность получить более точные оценки суточных значений ПВЗ, которые и
составляют ряды данных ПВЗ, определяемых в ПКУ. Обработка результатов
ежесуточных определений ПВЗ осуществляется в ЦУС еженедельно. Получен-
ные результаты передают в вычислительный центр Государственных опреде-
лений ПВЗ, где используют для вывода срочных и окончательных значений
Эфемеридное обеспечение 129
' ПВЗ и публикуют в Бюллетене серии Е Госстандарта РФ.
Рассмотренные задачи эфемеридного обеспечения решают в автоматизи-
4рованном режиме. Требуемая достоверность служебной информации и значи-
тельное снижение нагрузки по анализу результатов и нештатных ситуаций дос-
тигается включением в пакет помимо основных указанных задач по обработке
ИТП программных модулей по контролю входной и выходной информации, а
также промежуточных расчетов.
9.2.3. Технология определения траектории движения спутника
Технология обработки ИТП и определения траекторий движения спут-
ников ГЛОНАСС включает несколько вариантов в соответствии с требования-
ми к точности нахождения и прогнозирования эфемерид спутника, предъяв-
ляемым на различных этапах полета, и составом измерений.
К таким этапам можно отнести : выведение спутника на орбиту; приве-
дение и постановка спутника в системную точку с заданными значениями пе-
риода обращения и угловым положением в системной плоскости.
В типовых операциях управления ПКУ ГЛОНАСС предусмотрено ис-
пользование измерений КС в запросном режиме с двумя разновидностями ДН
бортовой антенной системы — всенаправленной и узкой. В первом случае
точностные характеристики измерений запросной дальности находятся в пре-
делах от сотен метров до десятков километров. Такие измерения выполняют
только на первом этапе полета НС.
Проведение измерений во втором случае определяет начало операций по
приведению и постановке спутника в заданную системную точку. Требования
к точности определяются, исходя из необходимой точности коррекции орбит
по периоду обращения или точности постановки в системную точку с задан-
ными периодом обращения и угловым положением (0,1 с по периоду обраще-
ния и 0,1° по угловому положению).
Определение параметров движения спутника производится по запросным
измерениям дальности и радиальной скорости в два этапа. На первом этапе
определяют параметры движения спутника по измерениям радиальной скоро-
сти с последующей переработкам этих измерений с использованием уточнен-
ных по ним начальных условий движения. На втором этапе вычисляют пара-
метры движения спутника по измерениям дальности и радиальной скорости.
Параметры движения спутника на участках приведения и постановки
спутника в системную точку находят на мерных интервалах продолжительно-
стью 14 витков. Технология эфемеридного обеспечения на этапе штатной экс-
плуатации основана на использовании высокоточных измерений дальности КС
и включает предварительную обработку измерений (расшифровка данных из-
мерений КС с последующим устранением неоднозначности измерений даль-
ности, калибровкой, приведением измерений к центру масс спутника для ком-
пенсации выноса бортовой антенны, учетом ионосферной и тропосферной
рефракции).
5 — 3291
130 Гл а в а 9- Наземный сегмент(подсистема контроля и управлеиия) !
Поправка, учитывающая влияние условий распространения сигнала в!
тропосфере, рассчитывается по данным метеоусловий в районе КС.
Решение проблемы высокоточных определений орбит возможно при.
создании высокоточных математических моделей движения и измерений, на|
точность которых влияют следующие факторы: геофизические, определяемые*
погрешностью задания системы координат и гравитационного поля Земли;
геодинамические, связанные с нахождением координат полюса и неравномер-
ности вращения Земли; а также факторы, обусловленные учетом нсгравита-
ционных возмущений в модели движения.
В основе этих методов лежит понятие согласующих моделей, которые
представляют собой системы геофизических параметров и параметров, опреде-
ляющих математическую модель движения НС по данным обработки навига-
ционных измерений. Такие модели не являются фундаментальными и пригод-
ны только для конкретных орбит, и позволяют при наличии высокоточных
измерений параметров движения НС и достаточно полном описании дейст-
вующих на них сил уменьшить влияние погрешностей определения геофизиче-
ских и геодинамических факторов на точность определения эфемерид кон-
кретного НС за счет уточнения координат измерительных пунктов, параметров
гравитационного поля Земли, параметров вращения Земли и включения коор-
динат КС и других параметров согласующей модели в состав расширенного
вектора состояний НС.
При решении задач определения и прогнозирования движения спутника
эфемериды рассчитывают путем численного интегрирования I дифференциаль-
ных уравнений движения комбинированным методом Рунге—Кутта и Адамса в
координатной системе, заданной средним экватором и равноденствием эпохи
начала бесселева года (в 1975 г.). В правых частях дифференциальных уравне-
ний учитываются основные возмущающие силы. Гравитационное поле Земли
представлено разложением в ряд по сферическим функциям до гармоник сте-
пени и порядка 8 включительно. При моделировании расчетных аналогов из-
мерений учитываются уходы полюса и поправки ко времени за счет неравно-
мерности вращения Земли.
При выводе спутника из системы требование к точности нахождения па-
раметров движения определяются исходя из необходимости надежного вхож-
дения в связь со спутником. В этом случае параметры движения спутника оп-
ределяют на мерных интервалах длительностью не менее четырех витков не
реже одного раза в месяц. В состав уточняемых параметров при этом включа-
ются только кинематические.
Литература
9.1. Состав ГЛОНАСС// Компьютерный бюллетень BBS КНИЦ ВКС РФ, 1996.
9.2. Наземный контур управления // Компьютерный бюллетень BBS КНИЦ
ВКС РФ.
9.3. Kasantsev К The GLONASS and GLONASS-M programs// ION GPS-95, 1995,
pp. 985—990.
Г л а в a 10
Подсистема космических аппаратов
10.1. Орбитальные характеристики спутников
В соответствии с целевым назначением система ГЛОНАСС имеет в сво-
ем составе подсистему КА (навигационных спутников), которая представляет
собой орбитальную группировку из 24 спутников. Спутники, излучая непре-
рывные радионавигационные сигналы, формируют в совокупности сплошное
радионавигационное поле на поверхности Земли и в околоземном пространст-
ве, которое используется для навигационных определений различными потре-
бителями.
Структура сети спутников такова, что в каждой точке земной поверхно-
сти и околоземного пространства в любой момент времени находится одно-
временно не менее четырех спутников, взаимное расположение и качество
сигналов которых обеспечивает ему возможность координатно-временных из-
мерений с заданными характеристиками. Требование по количественному со-
ставу орбитальной группировки основывается на том, что заданные точност-
ные характеристики навигационного обеспечения могут быть получены в сис-
теме ГЛОНАСС при наличии в орбитальной группировке, например, 21
спутника (по семь спутников в каждой орбитальной плоскости), а остальные
обеспечивают “горячий” резерв и высокую устойчивость системы.
Спутники ГЛОНАСС размещаются на трех практически круговых орби-
тах. Высота каждой орбиты составляет 18 840 ... 19 440 км (номинальное зна-
чение составляет 19 100 км), что позволяет отнести ГЛОНАСС к среднеорби-
тальным СРНС. Номинальные значения других параметров орбит НС ГЛО-
НАСС приведены в табл. 8.1.
Точность приведения спутника в заданную (рабочую) точку орбиты со-
ставляет: по периоду обращения 0,5 с; по аргументу широты 1°; по эксцентри-
ситету ±0,01; по наклонению орбиты ±0,3°.
Орбитальные плоскости разнесены по долготе восходящего узла на 120°
(рис. 10.1). При полном со'ЗЪездии НС в каждой орбитальной плоскости рав-
номерно размещаются по 8 спутников с номинальным сдвигом по аргументу
широты 45°. Спутники в соседних орбитальных плоскостях сдвинуты на 15°
по аргументу широты. Нумерация орбитальных плоскостей осуществляется по
направлению вращения Земли, а нумерация позиций (так называемых рабочих
точек орбиты или орбитальных точек) в последовательности спутников на ор-
бите на определенный момент времени — против их движения. Спутники
занимающие эти позиции часто [1.2] обозначаются с помощью соответствую-
щих (системных) номеров, совпадающих с номером позиции, несмотря на из-
вестную неоднозначность этого термина. При этом спутники с системными
132
Г л а в a 10. Подсистема космических аппаратов
Плоскость 1 Плоскость 2 Плоскость 3
Рис. 10.1. Распределение НС по орбитальным
плоскостям
номерами №1 ... №8 распола-
гаются в первой орбитальной
плоскости, № 9 ... 16 — во
второй и № 17 ... 24 — в
третьей, соответственно.
Номинальные значения
абсолютных долгот восходя-
щих узлов идеальных орби-
тальных плоскостей, зафикси-
рованных на 0 ч 00 мин 00 с
1.01.83 г. (московского дек-
ретного времени), равны
О = 251’15'00" + 120’(/-1) , где
/ = 1,3 — номер орбитальной
плоскости. Идеальные значения аргументов широты НС с системными номе-
рами J = N+S и j = А+16 отличаются от аргументов широты НС с номерами
j' = N и j = N +8, соответственно, на 15’, где N = 1, 8 и составляют на
0 ч 00 мин 00 с 1.01.83 (московского декретного времени) величины <о =
= 145’26'37" + 15’(27 - 3/ + 25, где j
системный номер НС, J* =
= entier(/- 1 / 8) — целая часть числа (*).
Таблица 10.1. Состояние орбитальной группи-
ровки на 04.04/10.07.97
НС № Номер орби- тальной плос- кости/точки Состояние спутника Номер час- тотного канала
769 1/8 +/-25.06.97 2
756 3/21 +/-27.06.97 24
759 1/7 +/-30.06.97 21
757 1/2 +/-09.05.97 5
758 3/18 +/-30.06.97 10
760 3/17 4- 24
761 3/23 -01.04.97/+ 3
767 2/12 4- 22
770 2/14 4- 9
775 2/16 4- 22
762 1/4 4- 12
763 1/3 4- 21
764 1/6 4- 13
765 3/20 4- 1
766 3/22 4- 10
777 3/19 + 3
780 2/15 4- 4
781 2/10 4- 9
785 2/11 4- 4
776 2/9 4- 6
778 2/9 Резерв 11
782 2/13 + 6 1
\
Состояние орбиталь-
ной группировки ГЛОНАСС
на 4.04/10.07.97 показана в
табл. 10.1 [10.1], где матема-
тический знак “+” — штат-
ная работа НС; —
временное выведение НС из
применения и дату этого
события.
С учетом приведенных
данных, интервал повторяе-
мости трасс движения НС и
зон радиовидимости НС на-
земными потребителями со-
ставляет 17 витков (7 сут
23 ч 27 мин 28 с).
Таким образом, спут-
ники СРНС ГЛОНАСС не
имеют резонанса с вращени-
ем Земли. Период обраще-
ния спутников подобран та-
10.1. Орбитальные характеристики спутников
133
ким образом, что приблизительно за 8 сут они совершают 17 оборотов вокруг
Земли. При этом начало каждого витка смещается относительно поверхности
Земли приблизительно на 21° по долготе. Каждые восемь суток спутник про-
ходит над одними и теми же точками на поверхности Земли. За счет смеще-
ния спутников внутри орбитальных плоскостей все они движутся относитель-
но поверхности Земли практически по одному и тому же следу (полосе). Это
свойство обеспечивает высокоточное определение орбит спутников и ПВЗ при
использовании региональной ПКУ.
Таким образом, орбитальная группировка спутников ГЛОНАСС с несин-
хронными почти круговыми орбитами более стабильна по сравнению с груп-
пировкой спутников GPS с синхронными 12-тичасовыми орбитами.
Рассмотренная структура орбитальной группировки позволяет обеспе-
чить практически непрерывное и глобальное покрытие земной поверхности и
околоземного пространства (включая ближний космос) навигационным полем
с заданными характеристиками.
Доступность спутников в системе ГЛОНАСС на широтах более 50° выше,
чем в системе GPS. Это связано с большим значением наклонения орбит
спутников ГЛОНАСС. На рис. 10.2 приведены (1.5, 7.9( расчетные зависимо-
сти вероятности пространственного фактора ухудшения точности местоопре-
деления (PDOP см. § 7,4) в пределах зоны действия системы (для угла маски,
равного 5° и использования не менее N спутников).
Сравнительные характеристики ПКА систем ГЛОНАСС, GPS показаны
на рис. 10.3 (10.2| для полных созвездий. Эти данные дополняют сведения о
характеристиках доступности СРНС ГЛОНАСС, приведенные в табл. 7.1.
Орбитальная структура спутников ГЛОНАСС характеризуется высокой
Рис. 10.2. Статистические характеристики
орбитального созвездия
ГЛОНАСС
Рис. 10.3. Статистические характерис-
тики полных орбитальных
созвездий GPS н ГЛОНАСС
Г л а в a 10. Подсистема космических аппаратов
устойчивостью и нс требует дополнительных коррекций в течение всего срока
активного существования НС. Так максимальные уходы НС относительно иде-
ального положения на орбите не превышают ±5° на интервале в 5 лет, а сред-
няя скорость рецессии орбитальных плоскостей составляет 0,59251 х
х 10~3 рад/с. Кроме того, структура сохраняет свои функциональные качества
при выходе из строя одновременно до 6 НС (по два в каждой плоскости).
Поддержание структуры ПКА осуществляется выведением новых навига-
ционных спутников при снижении общего числа НС в любой плоскости ме-
нее восьми. Запуск в заданную плоскость орбиты осуществляется по группо-
вой схеме (три спутника одновременно) с помощью ракеты носителя ПРОТОН
и разгонного блока ДМ с космодрома Байконур. Использование групповой
схемы выведения приводит к тому, что в каждой плоскости могут находиться
избыточные работоспособные НС, которые переводятся в нештатный способ
функционирования, когда целевая (навигационная) аппаратура выключена, и
возможна профилактика систем, так как обеспечивающие системы поддержи-
вают штатную ориентацию НС, заданный тепловой режим и энергоснабжение.
Схема выведения НС включает: выведение космической головной части
на промежуточную круговую орбиту высотой около 200 км; переход на эллип-
тическую орбиту ,с перигеем примерно 200 км, апогеем около 19 100 км и
наклонением 64,3°; переход на круговую орбиту высотой 19 100 км.
В общем случае эксплуатация спутника предполагает следующие этапы
полета:
выведение спутника на орбиту после отделения его от разгонного блока
продолжительностью от 5 до 12 витков; здесь производится проверка работо-
способности всех бортовых систем;
приведение и постановка спутника в системную точку с заданными пе-
риодом обращения и угловым положением в системной плоскости; продолжи-
тельность этого этапа от одной недели до одного месяца и определяется угло-
вым положением спутника в точке выведения на орбиту и системной точкой
спутника;
штатная эксплуатация спутника;
нахождение спутника вне системы (например, при проведении профи-
лактических и восстановительных работ по командам с ПКУ).
Реконфигурация рассмотренной орбитальной группировки ГЛОНАСС
допускается в связи с ограниченными запасами топлива для двигательных ус-
тановок спутника только в крайних случаях и проводится в целях оптимиза-
ции структуры и используемых частот (в целях повышения точности навига-
ционных определений и обеспечения электромагнитной совместимости с
другими системами). Орбитальные маневры проводятся на этапе установки
новых спутников после их выведения на орбиту. При этом один НС остается в
точке выведения, а два других разводятся в соседние рабочие точки
(предварительно возможен перевод уже функционирующих НС в новую рабо-
чую точку).
10.2. Радиоси-лалы в ~-РНС'Гл 135
10.2. Радиосигналы в СРНС ГЛОНАСС
10.2.1. Виды используемых сигналов
Каждый спутник системы ГЛОНАСС излучает фазоманипулированные
навигационные радиосигналы в диапазоне £1 и £2. Основное отличие сигна-
лов в системе ГЛОНАСС от сигналов системы GPS заключается в значении
рабочей частоты, законе формирования и параметрах модулирующих двоичных
последовательностей. В системе ГЛОНАСС используется частотное разделение
(FDMA) сигналов различных НС в каждом из диапазонов при едином даль-
номерном коде. В отличие от этого в системе OPS сигналы спутников, излу-
чаемые на одной частоте, различаются по дальномерному коду (CDMA). Спут-
ники ГЛОНАСС, находящиеся в противоположных точках орбиты (анти-
подальные НС), т. е. не видимые потребителям одновременно, обычно пере-
дают навигационные радиосигналы на одинаковых частотах, что позволяет ра-
ционально использовать частотный диапазон. Из табл. 10.1 видно, что такие
спутники имеют системные номера отличающиеся на четыре, например, тре-
тий и седьмой спутники в первой орбитальной плоскости, использующие два-
дцать первый частотный канал.
В радиолинии частотного диапазона £1 спутники системы ГЛОНАСС
излучают навигационные радиосигналы двух типов: стандартной и высокой
точности (СТ- и ВТ-сигнал, соответственно), которые позволяют выделить два
соответствующих канала навигационного обслуживания — каналы стандартной
и высокой точности.
Сигнал стандартной точности предназначен для использования граждан-
скими потребителями и предоставляемое им обслуживание доступно всем вла-
дельцам аппаратуры потребителей ГЛОНАСС. Сигнал высокой точности мо-
дулирован специальным кодом и не рекомендован к использованию без согла-
сования с МО РФ, поэтому рассматриваемые каналы можно называть откры-
тый и закрытый. Иногда в иностранной литературе применительно к указан-
ным навигационным каналам используют обозначения CSA (Channel of
slandart accuracy) и CHA (Channel of high accuracy), соответственно.
В отличие от сигнала стандартной точности системы GPS в системе
ГЛОНАСС не предусматривается его принудительного загрубления, хотя ино-
гда и используется применительно к нему обозначение ПТ-сигнал (сигнал по-
ниженной точности). Однако имеющиеся более низкие ио сравнению с ВТ-
сигналом характеристики точности можно отнести к этапу выбора параметров
сигнала при разработке системы и не связаны с политикой поставщиков нави
гационного обслуживания в системе ГЛОНАСС на этапе ее эксплуатации. В
связи с этим всем пользователям ГЛОНАСС доступны измерения координат
местоположения и скорости с беспрецедентно высокой (даже по отношению к
открытому каналу системы GPS) точностью. В дальнейшем более подробно
рассматривается структура и характеристики СТ-сигнала передаваемого в диа-
пазоне £1 .
136 Глава 10. Подсистема космических аииаратоЙ1
В радиолинии диапазона L2 в настоящее время передается только ВТ-]
сигнал, поэтому гражданские потребители не могут использовать метод двух-]
частотной компенсации ионосферных погрешностей. Этот существенный, Я
точки зрения гражданских потребителей, недостаток присущ и системе GPS. И
ближайшем будущем разработчики системы ГЛОНАСС-М предполагают обес-
печить передачу открытого сигнала стандартной точности и на частоте £2
19.3] (более подробно о системе ГЛОНАСС-М см. ,гл. 13).
10.2.2. Характеристики излучаемых навигационных радиосигналов
Частотные каналы. В системе ГЛОНАСС номинальное значение рабочих'
частот радиосигналов НС: , где i =1,2 — номер диапазона час-
тот; к =0,24 — номер частотного канала (литер); /01 =1602 МГц; /о2 =
=1246 МГц; Д/i =562,5 кГц; Д/^ =437,5 кГц. Отношение f£2 //ц = 7/9.
Канал к = 0 не предназначен для использования потребителями системы,
ГЛОНАСС. Он применяется наземной подсистемой управления для проверки^
резервных спутников на орбите при восполнении орбитальной группировки.!
'* __ I
Сведения,о распределении частотных каналов /с = 1,24 между спутниками, рас-2
положенными в орбитальных рабочих точках с номерами т —1,24 содержат-,
ся в альманахе системы. В табл. 10.2 показано соответствие номинальных зна-
чений несущих частот для двух диапазонов каналам к =1,24.
Навигационные СТ-сигналы с тактовой частотой 5Й кГц занимают в
частотном поддиапазоне £1 полосу шириной (1602,5625...1615,5)±0,511 МГц.
Таблица 10.2. План частот
Номер канала Частота, МГц Номер канала Частота, МГц
LI £2 L1 L2
00 1602,0 1246,0 13 1609,3125 1251,6875
01 1602,5625 1246,4375 14 1609,875 1252,125
02 1603,125 1246,875 15 1610,4375 1252,5625
03 1603,6875 1247,3125 16 1611,0 1253,0
04 1604,25 1247,75 17 1614,5625 1253,4375
05 1604,8125 1248,1875 18 1612,125 1253,875
06 1605,375 1248,625 19 1612,6875 1254,3125
07 1605,9375 1249,0625 20 1613,25 1254,75
08 1606,5 1249,5 21 16138125 1255,1875
09 1607,0625 1249,9375 22 1614,375 1255,625
10 1607,625 1259,375 23 1614,9375 1256,0625
11 1608,1875 1250,8125 24 1615,5 1256,5
12 1608,75 1251,25 - - -
НД)!& Радиосигналы в СРНС ГЛОНАСС
137
Внеполосные
^лучения каждым
ИС за пределами
Полосы, отведенной
для навигационных
радиосигналов ГЛО- .
НДСС, не превыша-
ют -40 дБ относи-
тельно мощности Р
немодулированной
ресущей. Навигаци-
онные ВТ-сигналы с
тактовой частотой
5,11 МГц занимают
В частотном поддиа-
пазоне L1 полосу
Рис. 10.4. Спектральные характеристики сигналов
шириной (1602,5625 ... 1615,5)±5,11 Мгц. Соотношение спектральных характе-
ристик сигналов в системах ГЛОНАСС и GPS показано на рис. 10.4.
В первом приближении считают, что у каждого НС радиосигналы диапа-
зонов L1 и L2 когерентны, так как формируются от.общего БЭВЧ, При этом
спектральная плотность фазовых шумов немодулированной несущей такова,
что схема слежения с односторонней шумовой полосой 10 Гц обеспечивает
точность слежения за фазой несущей не хуже а =0,1 рад.
Номинальное значение частоты БЭВЧ с точки зрения потребителя, на-
ходящегося на поверхности Земли, равно 5 МГц. Для компенсации релятиви-
стских эффектов частота, формируемая БЭВЧ, смещена относительно 5 МГц
на =-2,18-10"J Гц (соответствует номинальной высоте, равной 19 100 км).
Фактические значения рабочих частот сигналов каждого НС могут отличаться
от номинальных значений на относительное значение, не превышающее
±210“п.
В настоящее время предусматривается поэтапное изменение частотного
диапазона ГЛОНАСС с тем, чтобы с 2005 г. все находящиеся в эксплуатации
навигационные спутники системы ГЛОНАСС использовали в качестве рабочих
только каналы частот к= -7 ... +4, причем каналы +5 и +6 — лишь как техно-
логические в ограниченные периоды времени (при восполнении ПКА). Более
подробно об изменении плана частот см. гл. 13.
Характеристики поляризации излучаемых сигналов. Спиральные антен-
ные элементы спутников ГЛОНАСС формируют радиосигнал, который имеет
правую круговую поляризацию [1.21. При этом коэффициент эллиптичности
по полю не хуже 0,7 в секторе излучения ± 19° относительно оси симметрии
ДН бортовой передающей антенны НС. Эти параметры сигнала учитываются
138 Глава 10. Подсистема космических аппаратом!
при конструировании приемных антенн потребителей СРНС и при учете поля-1
ризационных потерь сигнала в радиолинии. J
Характеристики модуляции сигналов. В системе ГЛОНАСС используются
сложные фазоманипулированные сигналы (общие сведения приведены Я
§ 5.4). Две составляющие сигнала на частоте LI манипулируются по фазе на’
± 180°. Для модуляции каждой составляющей используется своя модулирую-1;
щая двоичная последовательность (код). В завйсимости от качества модуляции
может измениться стандартный вид излучаемого сигнала, что обуславливает’
появление потерь при корреляционной обработке сигналов в аппаратуре по-
требителя.
Наибольшие корреляционные потери, вызванные: искажением формы
псевдослучайного двоичного сигнала в приемнике, составляют — не более
0,2 дБ; неидеальностью модулятора передатчика НС — 0,6 дБ [1.2].
Корреляционные потери определяются как разность между мощностью
сигнала, излучаемого передатчиком НС в отведенной полосе, и мощностью
сигнала, принятого идеальным корреляционным приемником в той же полосе
частот. Корреляционные потери имеют наибольшее значение тогда, когда
принимаемый сигнал имеет несущую на краях диапазона (соответствующую
каналам Jt=l или к =24).
Групповая задержка радиосигнала в аппаратуре НС. Система ГЛОНАСС
характеризуется беспрецедентно высокой точностью навигационных измере-
ний. Это стало возможным благодаря учету различных факторов, вклад кото-
рых в общую погрешность измерений находится даже на наносекундном уров-
не. При этом требуется использование новых технологий измерения. Одна из
таких составляющих погрешности измерений в СРНС — Групповая задержка
сигнала в бортовой аппаратуре спутника, которая определяется [1.2] как за-
держка между излучаемым радиосигналом (в фазовом центре передающей ан-
тенны спутника) и выходным сигналом БЭВЧ и не превышает 8 нс (случайная
составляющая). Считается, что детерминированная составляющая групповой
задержки радиосигнала потребителю не важна, так как может быть заранее
скомпенсирована, и не влияет на ошибки определения системного времени.
Внутрисистемные помехи. В зоне видимости потребителя СРНС всегда
находится более четырех спутников, каждый из которых излучает радиосигна-
лы. При обработке сигнала одного из спутников сигналы других спутников
мешают и их относят к внутрисистемным помехам. Уровень последних зависит
от принятого в системе метода разделения сигналов.
В системе ГЛОНАСС используется частотное разделение сигналов. Час-
тотный разнос между номинальными значениями несущих частот в диапазоне
LI равен 562,5 кГц и выбран таким образом, что, как следует из (5.13)—(5.16)
с учетом длительности элементарной посылки сигнала тэ =1/511 мс, помехо-
вые радиосигналы от спутников, находящихся в зоне радиовидимости, могут
помешать приему обрабатываемого сигнала только вторыми и последующими
лепестками спектра. При этом доля мощности одного ближайшего по частоте
д.2. Радиосигналы в СРНС ГЛОНАСС 139
Етомехового сигнала относительно полезного составляет примерно 2-Ю-5, т. е.
Врт превышает -48 дБ, что и определяет уровень внутрисистемных помех СРНС
Едонасс.
If Внутрисистемные помехи в СРНС GPS существенно больше. В GPS ис-
пользуется кодовое разделение сигналов и уровень внутрисистемных помех
^определяется значением максимального бокового лепестка кроскорреляцион-
'дгой функции используемых кодов. Для кодов Голда длиной 1023 элемента,
применяемых в GPS, уровень максимального бокового лепестка относительно
[величины полезного сигнала составляет примерно 7 103 (-21,6 дБ).
Характеристики навигационной радиолинии. В системе ГЛОНАСС для по-
требителя с изотропной антенной [1.1, 1.2J ориентировочные значения основ-
ных характеристик навигационной радиолинии:
мощность сигнала передатчика Pt = 64 Вт;
коэффициент усиления передающей антенны спутника Gt =10 дБ (по
’центру ДН) и 6, = 12 дБ (в углах ±15°);
эффективная мощность излучаемого сигнала Ризл = PtGt = 28 и 30 дБ Вт
для двух указанных направлений, соответственно;
потери в свободном пространстве Lp =20 1g (Х/4лА) дБ ® 184. дБ (для
угла места спутника 5°) и 182 дБ (для угла места 90°) для X. « 18,6 см (средняя
часть диапазона частот системы ГЛОНАСС);
затухание в атмосфере L„ ~0,5 дБ (для угла места спутника 5°) и
0,1 дБ (для угла места спутника 90° );
мощность принимаемого сигнала Рг = РИМ - LF - L„ - -154,5 дБВт (для
угла места спутника 5°) и -154,1 дБВт (для угла места спутника 90°). Здесь
приведены ориентировочные значения, так как не учтены некоторые потери:
из-за рассогласования в антенных трактах 0 ... 8 дБ; поляризационные потери
— примерно 1 дБ, а также коэффициента усиления приемной антенны потре-
бителя — несколько децибел;
спектральная плотность шума на входе ПИ No=kT&-2OO дБВт/Гц, где
к= 1,38-10 33 Втс/К — постоянная Больцмана; Т—эквивалентная шумовая
температура;
энергетический потенциал радиолинии Pr / = 45,5 дБГц (для угла
места спутника 5°) и 45,9 дБГц (для угла места спутника 90°);
отношение сигнал/ш^ в символе Ес / No= 28,5 дБ (для угла места
спутника 5°) и 28,9 дБ (для угла места спутника 90°), где Ес = Рг / /си —
энергия сигнала, /си = 50 Гц — частота следования символов служебной ин-
формации в сигнале спутника ГЛОНАСС.
140 Г л а в a 10. Подсистема космических аппаратов^
Гарантированный минимум уровня радиосигнала НС, принимаемого ац-
паратурой потребителя, в диапазоне L1 составляет не менее -161 дБВт. Он
определяется как мощность радиосигнала на выходе приемной изотропной
линейно поляризованной антенны (потери 3 дБ) при угле места 5°.
Увеличение уровня принимаемого сигнала обусловлено со следующими
причинами: отклонением высоты НС от номинального значения; ошибками
угловой ориентации НС; изменением коэффициента усиления передающей
антенны НС по азимутальным направлениям и по частотному диапазону; ва-
риациями выходной мощности передатчика НС из-за технологических причин,,
колебаний температуры и т. д.; уменьшением потерь при распространении ра-
диосигнала в атмосфере.
Зависимость минимальной мощности сигнала на Рт выходе изотропной
линейно поляризованной приемной антенны, находящейся на поверхности 1
Земли, от угла возвышения а НС приведена на рис. 10.5. Этот график по- j
строен при следующих допущениях:
Рис. 10.5. Зависимость принимаемой
мощности от угла возвышения
потери за счет распространения !
радиосигнала в атмосфере L„ = 2 дБ;
i
погрешность угловой ориента- ;
ции продольной оси НС на центр
Земли составляет 1° в сторону
уменьшения радиосигнала (после то-
го, как НС будет застабилизирован в
заданном орбитальном положении,
погрешность его ориентации не пре-
вышает ± 1° ). )
Можно считать, что макси-
мальный уровень принимаемого ра-
диосигнала не превысит -155,2 дБВт
(потери в атмосфере 0,5 дБ, погреш-
ность угловой ориентации НС 1° в
сторону увеличения сигнала).
10.3. Характеристики модулирующих последовательностей
Навигационный радиосигнал, передаваемый каждым НС, представляет
собой многокомпонентный фазоманипулированный сигнал.
Для получения высокой точности измерений задержки сигнала излучае-
мый сигнал модулируется дальномерным кодом стандартной точности (СТ-
код), представляющим периодическую последовательность максимальной дли-
ны (см. п. 5.4.2). Для диапазона L1 тактовая частота формирования дально-
мерного кода /ст =511 кГц, период повторения Т„ к = 1 мс.
10.3. Характеристики модулирующих последовательностей
141
Для передачи навигационной (служебной) информации используется мо-
дуляция двоичной последовательностью (кодом служебной информации (СИ-
код)) с тактовой частотой /си ~ 50 Гц.
Для обеспечения безошибочной работы фазового демодулятора в прием-
нике сигналов СРНС передаваемый сигнал подвергается относительной фазо-
вой манипуляции (ОФМ) (см. п. 5.6.2), а для обеспечения процессов синхро-
низации в приемнике (см. § 5.7) вводятся:
модуляция меандровым колебанием (М-кодом) с тактовой частотой /*„ =
=100 Гц (тактовая синхронизация);
код метки времени (MB-кода), представляющий собой двоичную ПСП
(ПСП МВ) с тактовой частотой fm = 100 Гц.
Упрощенная схема формирования модулирующей последовательности в
ГЛОНАСС показана на рис. 10.6, где ФОК — формирователь относительного
кода. Как видно из этого рисунка, модулирующий навигационный сигнал
(двоичная последовательность) формируется двумя способами.
В первом происходит сложение по mod 2 трех двоичных сигналов: даль-
номерного кода стандартной точности (СТ-код); кода служебной информации
(СИ-кода); меандрового колебания (М-кода).
Результирующая двоичная последовательность поступает на модуляцию
несущего колебания в течение 1,7 с каждого двухсекундного интервала спут-
никового времени.
В течение оставшихся 0,3 с этого интервала модулирующая последова-
тельность формируется сложением по mod 2 двух последовательностей: даль-
номерного СТ-кода; кода метки времени (МВ-кода).
Фазовая манипуляция несущей осуществляется на к радиан с макси-
мальной погрешностью не более ±0,2 рад. Указанные результирующие двоич-
ные последовательности используются для манипуляции одной из квадратур-
ных составляющих сигнала спутника на верхней частоте. Другая квадратурная
составляющая сигнала манипулируется двоичной последовательностью, обра-
зованной из специального высокоточного дальномерного кода (закон его фор-
мирования известен только потребителям, имеющим санкцию МО РФ) и соот-
ветствующей последовательности навигационных данных.
Рассмотрим особенности формирования указанных двоичных последова-
тельностей.
Рис. 10.6. Схема формирования модулирующей последовательности
МВ-код
7"мв = 10 мс
142 f
.Г л в J 10. П-, Систем. косми'. .<хихх. .Врагов
Дальномерный СТ-код представляет собой ^-последовательность. Эта^
сравнительно короткая ПСП ( длина £=511 элементов) обеспечивает по ана-J
логии с С/А-кодом в системе GPS быстрый поиск дальномерного сигнала uj
приемлемую точность измерения дальности до НС с соответствующей неодно-'
значностью. Порождающий полином СТ-кода 5ст(х) = 1 + х5 + х9.
Схема, поясняющая принцип формирования дальномерного кода ПСПД
и различных синхроимпульсов, показана на рис. 10.7.
Эталонная частота 5 МГц
/си=0,511 МГц
Регистр сдвига генератора ПСПД
Синхроимпульсы ----------------
5 МГц
(7^ 200 цс)^ формирователь
----------синхроимпульсов f
«„-5 МГц)
Установка
:50000
ПСПД
к модулятору
Тригер
' синхронизации
Строб-импульсы 7 = 1
от эталона частоты НС
Синхроимпульсы 7-1 с
к процессору
Синхроимпульсы Г=10 мс
к процессору
Тригер
* :иихР°низадии
Рис. 10.7. Схема формирования дальномерного кода
Как видно из рисунка, последовательность двоичных сигналов ПСПД
снимается с седьмого разряда девятиразрядного регистра сдвига. Начальным
символом в периоде ПСПД является первый символ в Группе 111111100, по-
вторяющийся через 1 мс.
Код служебной (навигационной) информации (СИ-код) представляет со-
бой преобразованную цифровую последовательность навигационных данных,
передаваемых аппаратурой НС потребителям системы ГЛОНАСС. Как видно
из рис. 10.6, навигационные данные а? подвергаются помехоустойчивому ко-
дированию (см. п. 5.1.2) в соответствии с кодом Хэмминга (85,77) (кодовое
расстояние равно четырем). Выходные символы bt кодера преобразуются в
относительный код по правилу (5.29) С, = £>(©С,_| , где С, — последователь-
ность символов в относительном коде (длительность рассматриваемых симво-
лов 7си = 20 мс). Таким образом, в канале передачи навигационной информа-
ции используется ОФМ-сигнал, что исключает явление обратной работы.
Результирующая двоичная последовательность навигационного сообще-
ния (названная здесь, как Д1-код), содержащая информационные и провероч-
ные символы в так называемом бидвоичном коде (Тщ= 10 мс), образуется,
как видно из рис. 10.7, после сложения по mod 2 последовательности симво-
pld.3. Характеристики модулирующих послсибвателииостей ' 143
лов Ct в относительном коде (СИ-код) с меандровым колебанием (М-код с
„длительностью символа Тт — 10 мс). Бидвоичный код обеспечивает, в част-
ности, простоту синхронизации по СИ-коду, содержащему серии одинаковых
двоичных символов (нулей или единиц).
Сигналы тактовых частот СТ-, МВ-, СИ-, М-кодов, и другие синхро-
сигналы получены делением эталонной частоты БЭВЧ /ог = 5 МГц, что теоре-
тически обеспечивает когерентность формируемых последовательностей.
Код метки времени (ПСП МВ, MB-код) представляет собой укороченную
ПСП с порождающим полиномом вида Дмв(х) = 1 + х3 +х5 .
Длина ПСП МВ равна тридцати символам с длительностью Тщ, = 10 мс
каждый. Эта характерная двоичная последовательность имеет следующий вид
111110001101110101000010010110.
Она используется как двухсекундная метка времени, так как задний
фронт ее последнего символа ПСП МВ в излученном навигационном радио-
сигнале является меткой времени и соответствует окончанию очередного двух-
секундного интервала времени от начала суток в БШВ. Эта метка позволяет
осуществлять строчную синхронизацию, а также устранять неоднозначность
дальномерных измерений.
Первый символ служебной информации в каждой строке всегда соответ-
ствует <<0>>. Он является "холостым" с точки зрения передачи навигацион-
ных данных, но дополняет укороченную ПСП МВ предыдущей строки до пол-
ной (неукороченной) ПСП.
В излучаемом навигационном радиосигнале границы: двухсекундных
строк, символов цифровой информации, символов меандра, символов ПСП
МВ и символов ПСПД синхронизированы между собой; границы символов
меандра и символов цифровой информации совпадают с передними фрон-
тами начальных символов ПСПД. Временные соотношения между синхроим-
пульсами навигационных данных и дальномерным кодом ПСПД показаны на
рис. 10.8.
Рис. 10.8. Временная диаграмма
144
Г л а в a 10. Подсистема космических аппаратов
10.4. Навигационные сообщения в СРНС ГЛОНАСС
10.4.1. Общие сведения
По своему содержанию навигационные сообщения, передаваемые каж-
дым НС ГЛОНАСС, содержат оперативную и неоперативную НИ:
Иногда применительно к ним используют термин "служебные сообще-
ния" (СС) или "служебная информация” (СИ). Потребителям ГЛОНАСС они
необходимы для планирования и осуществления навигационных определений.
Оперативная НИ относится к данному НС и содержит: оцифровку меток
времени спутника; оценки сдвига БШВ относительно СШВ и относительного
отличия несущей частоты излучаемого радиосигнала от номинального значе-
ния; эфемериды.
Неоперативная НИ содержит альманах системы: данные о состоянии всех
НС (альманах состояния), оценки сдвига БШВ каждого НС относительно
СШВ (альманах фаз), грубые параметры орбит сети НС (альманах орбит),
сдвиг ШВ относительно UTC (SU).
Оперативная информация
Номер строки в кадре (1 ... 15) т
Время начала кадра в пределах суток (Ч, МИН, с). ч
Опорное время ОИ ч
Относительный сдвиг частоты сигнала Уп
Сдвиг БШВ относительно СШВ
Координаты НС (ПЗ-90)
Составляющие скорости НС
Составляющие ускорения НС
Возраст ОИ Е„
Признаки исправности; смены ОИ; tb ; кадра . . Ill, П2, ИЗ, П4
Неоперативная информация (альманах)
Календарный номер суток (4 г.)
Поправка СШВС к ШВ ГЭВЧ (на начало ДС4)
Номер НС пА
Номер (литер) частоты НС
Долгота первого восходящего узла (ПЗ-90) . .
Момент прохождения восходящего учла . tA
Поправка к среднему наклонению (63°) ... А'.'1
Поправка к среднему драконическому периоду лта
обращения НС (12 час)
Скорость изменения драконического периода .
Эксцентриситет .... еИ
Аргумент перигея .
Грубый сдвиг БШВ . . .
Признак состояния НС с;
10,4. Навигационные сообщения в СРНС ГЛОНАСС 14.
Поток НИ состоит из непрерывно повторяющихся суперкадров, кадров i
строк (рис. 10.9). На рисунке использованы следующие сокращения: КХ — кот
Хэмминга, соответственно; МВ — метка времени. Снизу на рисунке показаг
порядок нумерации разрядов служебных сообщений.
Границы строк, кадров и суперкадров у различных НС синхронны с по-
грешностью не более 2 мс. Структура передаваемой навигационной информа-
ции в СРНС ГЛОНАСС оптимизирована таким образом, что объем суперкадщ
весьма невелик 7 500 бит, из них 620 резервные (в OPS 37 500 и 2 750 бит
Номер кадра в суперкадре Номер строки в кадре 4 2 С » 0,3 с
1.7с (85 бит)
I I 0 Оперативная КХ МВ 30 с
0 НИ для КХ МВ
4 0 передающего НС КХ МВ
Неоперативная НИ (альманах)
15 0 для НС с № 1...5 КХ МВ
II 1 0 Оперативная КХ МВ
0 НИ для КХ МВ 30 с х 5 = •2,5 мин
4 0 передающего НС КХ МВ
Неоперативная НИ (альманах)
15 0 для' НС с № 6... 10 КХ МВ
III 1 0 Оперативная КХ МВ
0 НИ для КХ МВ
4 0 передающего НС КХ МВ
Неоперативная НИ (альманах)
15 0 для НС с № 1...15 КХ МВ
IV 1 0 Оперативная КХ МВ
2 0 НИ для КХ МВ
3 0 передающего НС КХ МВ
Неоперативная НИ (альманах)
15 0 для НС с № 16..20 КХ МВ
V 1 0 Оперативная КХ МВ
0 НИ для КХ МВ
4 0 передающего НС КХ МВ
Неоперативная НИ (альманах) для НС с № 21 ...24
14 0 Резерв КХ МВ
15 0 Резерв КХ МВ
85 84 9 8...I 1...30 1 1 Г” f ” ”Т к1
Номер — рязрядп в сетке . Информационные Символы Метка символы кода Хэмминга времени в огноситепыЮм В.ОТНОСИТЕЛЬНОМ ... бидвонЧИОМ коде бияаоичйом Коде :
Рис. 10.9. Структура суперкадра навигационного сообщения ГЛОНАСС
> ) ) ) . !
146 i л а в a 10. Подсистема космических аппаратов
соответственно). Каждый суперкадр состоит из кадров, в нем передается пол-
ный объем неоперативной информации альманаха для двадцати четырех НС.
Каждый кадр состоит из 15 строк и содержит полный объем ОН для
конкретного НС (строки 1 ... 4) и четверть альманаха. В пределах супсркадра
ОН и строка 5 (системные данные) в каждом кадре повторяются.
Структура навигационного кадра (с I по 4-й) показана на рис. 10.10.
Здесь заштрихованные области представляют собой резерв, предусмотренный
на случай изменений и дополнений в структуре навигационного сообщения.
Информационная строка кадра длительностью 2 с (100 бит) разделена,
как показано на рис. 10.9, на две части. В первой части строки (1,7 с) со-
держится, навигационная информации (85 бит), преобразованная в относи-
тельный код и сложенная по mod 2 с колебанием (бидвоичный относительный
кол £>1 ). Во второй части строки (0,3 с) в качестве последовательности нави-
гационных данных используется ПСП МВ (MB-код), состоящая из 30 симво-
лов длительностью 10 мс.
В каждой строке старшие 77 разрядов (передаются первыми) содержат
информационные символы (85-й символ обеспечивает реализацию последова-
тельного относительного кода и равен <<0>>), а младшие 8 разрядов прове-
рочные символы. Они способствуют исправлению одиночных ошибок и обна-
ружение двойных ошибок (и большего четного числа) в строке.
10.4.2. Эфемериды НС ГЛОНАСС
Рассмотрим, следуя [1.2|, подробнее содержание зфемерилной информа-
ции приведенной на рис. 10.10.
Слово т — номер строки в навигационном кадре. Число разрядов этою
слова —I; цена младшего разряда -• I; диапазон значений 0 ... 15.
Слово (ч. мин. с) —время начала кадра внутри текущих с-уюк. исчис-
ляемое в шкале бортового времени НС. В пяти старших разрядах исредае.ся
число целых часов, прошедших с начала текущих суток; в шести средних
число целых минут; в младшем — число трилнатисекундных интервалов, про
шедших с начала текущей минуты. Начало суток ио бортовому времени сог.лл
дает с началом очередного супсркадра.
Число разрядов этого слова — 12; цена младшего разряда - 1 (для часов
и минут) и 30 (для секунд); диапазон значений - 0 ... 23 (для часов), О . 5'ч
(для минут) и 0 ... 30 (для секунд).
Слово — содержит три двоичных разряда. Аппаратурой потреби|еля
анализируется только старший разряд. Передача в нем <<!>> свидетельствует
о непригодности данного НС для навигационных измерений.
Слово th (мин) — время внутри текущих суток но шкале НТС(ГЭВЧ) '
Ь 03 ч 00 мин. к которому относится передаваемая в кадре ОН. Число ра зря
лов - 7; цена младшего разряда — 15; диапазон значений 15 . 1425.
}.4. На. Рацион. }е сооб, )ния в )НС УНАСС ) ) ) )47
стрики 1 ' "1 С(>.) > ЭД) КХ * МВ
2 т * 4 | (Й| ЭД) “ ЭД| > r.w г КХ 1 МВ
(»2 ')"^3 т \ "Ц 41,,) ЭД) > г,(з.) КХ • МВ
(пЗ'Г'^ т г. w “ [ . ] г. [: ; КХ е МВ
5 т * N" "| г,а [ КХ 1 МВ
6 т * ,U | Лл. 11 | Л'. 11 £Л И КХ 1 МВ
(С. ')><Г т 4 г,| ЛТ\ г1|лгд ’ |я\ 5 Щ КХ 1 МВ
8 1:ЬЧ 10 лл. ” | л/л. г. " КХ 1 МВ
9 т * а>Л. 1 /* *, 2’| и|лгд. ’ g КХ * МВ
10 т 4 [] "л '1 ? 10 Л'. 71 | л'. '* сА п КХ ’ МВ
11 т 4 а>Ля 1 ЭД !j ЛТ‘. !!|згл. 7 |н\ 1 |_ КХ ‘ МВ
12 т 4 U - 1 - лл. 11 | '• зл. » кх 1 МВ
13 т 4 1 ЛТ\ !!|агл. 7 |н". ’ Р КХ 1 МВ
14 т 4 IP 1 ' 10 Л". 21 | '• в КХ ’ МВ
15 т 4 0) \ | ЭД 7,| ЛЭД а|лГл. 7 j"'. ' кх 1 МВ
Рис. 10.10. Структура навигационного кадра
Слово П1 — признак смены ОИ (смена ОИ производится с интервалом,
определяемым словом П1). Этот признак сообщает интервал времени \th меж-
ду значениями th (мин) в данном и предыдущих кадрах. Значениям П1, рав-
ным 00. 01, 10 и 11, соответствуют значения 1Ь~ 0, 30, 45 и 60 мин.
Слово П2 — признак смены. Он представляет собой признак нечетности
<<!>> или четности <<0>> порядкового номера (b) 30(60) — минутного те-
кущего отрезка времени, середина которого оцифрована числовым значением
слова if,.
Слово ИЗ — признак, состояние <<!>> которого означает, что в данном
кадре передается альманах для пяти, а состояние <<0>> — ,ыя четырех НС.
Слово у— относительное отклонение прогнозируемого значения
несущей частоты излучаемого навигационного радиосигнала и-го НС от но-
минального значения на момент времени tb
" fnn^/fnn •
1 ле /„(//,) - прогнозируемое значение несущей частоты излучаемого радио-
сигнала a-ю НС с учетом гравитационного и релятивистского эффектов на
148 Г л а;в а 10- Подсдст-ема жосмнчаекнх аппаратов^
момент времени Г*; fm — номинальное значение -несущей частоты. Число
разрядов:этого слова -- 11; цена младшето::разряда — 2'w; диапазон значений
- ±2 ’°.
Слово t„(tb) (р)—сдвиг :БП(В л-го НС t относительно СШВ tn, равный
смещению по фазе ПСПД излучаемого радиосигнала п -го НС осиосительнс
системного опорного сигнала на момент времени t„, выраженный а» единица}
времени
t„(tb)^tc(tb) -tn(tb).
Число разрядов этого слова — 22; цена младшего разряда — 2-30; диапа-
зон значений — ± 2~30.
Слова X„(tb), Y„(tb), Z„(tb) (км) — координаты л -го НС в геодезической
системе координат ПЗ-90 на момент времени fb.
Число разрядов в этих словах — 27; цена младшего разряда — 2“н ; диа-
пазон значений — ± 2,7 • 104 .
Слова X„(tb),Y„(tb),Z„(tb) (км/с) —составляющие вектора скорости л-го
НС в геодезической системе координат ПЗ-90 на момент времени tb. Число
разрядов в этих словах — 24; цена младшего разряда — 2-20; диапазон значе-
ний — ±4,3.
Слова X„(tb),Y„(tb),Z„(tb) (км/с2) — составляющие ускорения л-го НС в
геодезической системе координат ПЗ-90 на момент времени tb, обусловлен-
ные действием Луны и Солнца. Число разрядов в этих словах — 5; цена млад-
шего разряда — 2“30; диапазон значений — ±6,2-10“9.
Слово Еп (сут) — характеризует "возраст" оперативной информации,
представляет собой интервал времени, прошедший с момента расчета (зак-
ладки) оперативной информации до момента времени tb для л -го НС. Это
слово формируется на борту НС. Число разрядов в этих словах — 5; цена
младшего разряда — 1; диапазон значений — 0 ... 31.
Параметры эфемерид НС периодически определяются подсистемой ПКУ
и закладываются на все НС. Погрешности прогнозирования положения и век-
тора скорости НС в орбитальной системе координат:
Составляющие
погрешности (1а); ..... Вдоль орбиты По бинормали По радиус-вектору
местоположение, м .. 20 10 5
скорость, см/с .... 0,05 0,1 0,3
40.4. Навигационные сообщениям C^HCXAs^JtACd
х49
Погрешность синхронизации бортовых шкал времени НС между собой
составляет 20 нс (1 а ).
Для вычисления эфемерид НС на момент измерений навигационных па-
раметров используются следующие соотношения для определения времени в
шкале UTC(SU)
tuTC(SU) = t + te + xn(tb) - y(M (f~ tb)>
где t — время излучения сигнала по бортовой шкале времени НС; тс, т„, у ,
tb — параметры определены выше.
10.4.3. Альманах системы ГЛОНАСС
Рассмотрим подробнее содержание альманаха системы, приведенного на
рис. 10.11.
Слово tc (с) — поправка к СШВ ГЛОНАСС относительно UTC(SU).
Поправка дана на начало суток с номером N*. Число разрядов этого слова —
28; цена младшего разряда — 2~27 ; диапазон значений — ±1.
Слово Na (сут) —календарный номер суток внутри четырехлетнего пе-
риода, начиная с високосного года, к которым относятся поправки тс и дан-
ные альманаха системы (альманахи орбит и фаз). Число разрядов этого слова
— 11; цена младшего разряда — 1; диапазон значений — 1 ... 1461.
Слово пл — условный номер НС в системе, который соответствует за-
нимаемой спутником рабочей точки орбиты. Число разрядов этого слова — 5;
цена младшего разряда — 1; диапазон значений — 1 ... 24.
Слово Н„ — литер несущей частоты радиосигнала, излучаемого НС с
номером пл. Число разрядов этого слова — 5; цена младшего разряда — 1;
диапазон значений — 1 ... 24.
Слово (полуцикл) —долгота в системе координат ПЗ-90 первого
внутри суток с номером восходящего узла орбиты спутника с номером п.
Число разрядов этого слова — 21; цена младшего разряда — 2-20; диапазон
значений — ±1.
Слово (с) — ближайшее к началу суток с номером время прохо-
ждения первого внутри этих суток восходящего узла орбиты спутника с номе-
ром пл. Число разрядов этого слова — 21; цена младшего разряда — 2-5; диа-
пазон значений — 0 ... 44100.
Слово Д/л (по^уцикл) —поправка к среднему значению наклонения ор-
биты (| = 63°) для спутника с номером пл на момент tf*. Число разрядов
150
Г л -i в а .10. Пвдсис'уема кссмичевжих 'ампарии'ов
этого слова — .18; цена младшего разряда - 2 20; диапазон значений -
±0,067.
Слово &ТА (с/виток) - поправка к среднему значению дрдкоиического
периода обращения (7’=43 200 с) НС с номером пл на момент времени
Число разрядов этого слова — 22; цена младшего разряда — 29; диапазон зна-
чений — ±3,6-10‘20.
Слово ДТ"/ (с/виток2) — скорость изменения драконического периода
обращения с номером пл. Число разрядов этого слова — 7; цена младшего
разряда — 2~14; диапазон значений — ± 2~8.
Слово еА — эксцентриситет орбиты НС с номером пл на момент вре-
мени Число разрядов этого слова — 15; цена младшего разряда — 2-20;
диапазон значений — 0 ... 0,03.
Слово (полуцикл) —аргумент перигея орбиты НС с номером пл на
момент времени 1^. Число разрядов этого слова — 16; цена младшего разряда
— 2~15; диапазон значений — ±1.
Слово т„ (с) —грубое значение сдвига БШВ НС с номером пА относи-
тельно СШВ на момент времени Это слово равно смещению ПСПД излу-
чаемого радиосигнала относительно номинального положения, выраженному в
единицах времени. Число разрядов этого слова — 10; цена младшего разряда —
2'18 ; диапазон значений — ±1,9-10"3 . )
Слово СА — обобщенный признак состояния НС с номером пл на мо-
мент закладки неоперативной информации (альманаха орбит и фаз). Нулевое
значение указывает на непригодность НС для навигационных определений.
Число разрядов этого слова — 1; цена младшего разряда — 1; диапазон значе-
ний — 0 ... 1.
Если потребитель определяет дальность до НС и радиальную составляю-
щую скорости НС на основе передаваемой неоперативной информации, то
погрешности измерений соответствующим образом зависят от "возраста" этих
данных:
Возраст НИ, сут ................
Погрешность определения (1а):
дальности, км ..................
радиальной скорости, м/с ...
1 10 20
0,83 2 0,33
3,3 0,7 4,2
Высокое качество эфемеридного и частотно-временного обеспечения, а
также формат дальномерного кода ГЛОНАСС обеспечивают высокую точность
10.5. Контроль целостности СРНС ГЛОНАСС
151
измерения дальности до НС (1 а = 7 м), соизмеряемую с точностью канала
стандартной точности (С/А-кода) GPS без применения режима загрубления
(SA) (1 а = 4 м). При этом у малодинамичного потребителя ошибки местона-
хождения в настоящее время равны; 20 м (2а) в горизонтальной плоскости и
примерно 36 м в вертикальной плоскости, что составляет приблизительно 1/5
часть заявленных погрешностей систем ГЛОНАСС и GPS (С/А-код) [8.2].
10.4.4. Резервные разряды в суперкадре
Дальнейшая совершенствование передаваемых
Таблица 10.3. Резервные разряды
I Номер строки Номер резерв- ного разряда
1,16,31,46,61 2,17,32,47,62 3,18,33,48,63 4,19,34,49,64 5,20,35,50,65 6,8,10,12,14,21,23,25,27,29,36,38, 40,42,44,,51,53,55,57,59,66,68,70,72 7,9,11,13,15,22,24,26,28.30,37,39, 41,43,45,52,54,56,58,60,67,69,71,73 74,75 79-80 65-69 65-68 9-48,54-58 9-41 78-79 9 9-80
навигационных сообще-
ний в системе ГЛОНАСС
может проводится с уче-
том имеющегося резерва
в массиве данных. Он
представляет собой за-
пасные разряды в соот-
ветствующих строках
суперкадра служебной
информации. Номера
этих строк и разрядов
показаны в табл. 10.3.
10.4.5. Контроль достоверности навигационных данных
Проверка качества навигационных данных может осуществляться раз-
личными способами. Рассмотрим способ, заключающийся в контроле досто-
верности данных передаваемых в каждой строке. Он основывается на извест-
ных свойствах кода Хэмминга и заключается в обнаружении и исправлении
одиночных ошибок (неправильный прием одного разряда строки), а также об-
наружении двойных и большего четного числа ошибок. Как известно, каждая
строка представляет собой 85-разрядный код, где старшие 77 разрядов содер-
жат информационные символы, а младшие 8 разрядов — проверочные. Для
исправления однократных ошибок в вычислителе формируются по определен-
ному закону (5.8—5.10| контрольные суммы С, (/ = 1 ... 7), а для обнаружения
двукратных и большего четного числа ошибок формируется общая контроль-
ная сумма Cj-. Путем обработки этих сумм по соответствующему правилу
принимается решение о наличии или отсутствии ошибок и их исправление.
10.5. Контроль целостности СРНС ГЛОНАСС
Контроль целостности радионавигационного поля СРНС заключается в
контроле качества из.т^аемых НС системы навигационных радиосигналов и
качества передаваемой ими служебной информации с целью поддержания вы-
сокой достоверности навигационных измерений и/или предупреждения нотре-
152 Г л а в a 10. Подсистема космических аппаратов
1
бителей о состоянии системы. Известны несколько способов контроля цело-
стности. Кратко рассмотрим некоторые из них применительно к системе
ГЛОНАСС.
Самоконтроль бортовых систем НС. На спутниках системы ГЛОНАСС
осуществляется непрерывный автономный контроль (самоконтроль) функцио-
нирования основных бортовых систем. При обнаружении непарируемых нару-
шений нормального функционирования этих систем, влияющих на качество
излучаемого спутником навигационного радиосигнала и достоверность переда-
ваемого навигационного сообщения, на спутнике формируется признак его
неисправности, который передается потребителю системы в составе оператив-
ной информации навигационного сообщения. Дискретность передачи такого
признака составляет 30 с. Максимальная задержка от момента обнаружения
неисправности до момента передачи соответствующего признака не превышает
1 мин. В дальнейшем планируется уменьшить это время до 10 с.
Недостатки этого канала контроля заключаются в его неполноте, напри-
мер, средства самоконтроля рассчитаны на обнаружение не всех возможных
нарушений в работе каждой бортовой системы НС; неисправности самих
средств контроля не обнаруживаются и не сопровождаются передачей соответ-
ствующего сообщения потребителям; искажение эфемерид не может быть об-
-наружецо на самом НС и т. д.
Наземный контроль. Качество навигационного поля ГЛОНАСС“Контро-_
лируется и специальной аппаратурой из состав ПКУ — аппаратурой контроля
поля (АКП). После соответствующего отказа бортовой аппаратуры спутника
АКП обеспечивает формирование признака его неисправности в альманахах
системы всех НС не позднее, чем через 16 ч. Дискретность передачи данного
признака в служебных сообщениях НС ГЛОНАСС составляет 2,5 мин.
Однако, оба указанных метода контроля целостности навигационного
поля ГЛОНАСС не обеспечивают требуемой полноты проверок и своевремен-
ности оповещения потребителей.
В соответствии с этими двумя способами контроля навигационного поля
ГЛОНАСС в служебных сообщениях каждого НС передаются два типа призна-
ков исправности (неисправности): Вп — его нулевое значение означает при-
годность данного НС для проведения навигационных определений потребите-
лями системы; С„ — совокупность (л = 1,24) этих обобщенных признаков от-
ражает состояния всех НС системы на момент закладки НИ (альманахи орбит
и фаз). Значение признака С’„= 0 указывает на непригодность спутника с сис-
темным номером п для проведения навигационных определений потребителя-
ми системы. Значение признака С„ = 1 указывает на пригодность этого спут-
ника.
Признаки первого типа передаются каждым НС в составе оперативной
информации, а признаки второго типа — в составе неоперативной информа-
ции. Время, необходимое для формирования и доставки потребителям призна-
ков В„ (до 1 мин) значительно меньше, чем для признаков С„ (до 16 ч), но
10.5. Контроль целостности СРНС ГЛОНАСС
153
формирование признаков Сп основано на более глубоком анализе качества
навигационного поля системы ГЛОНАСС. В связи с этим потребители систе-
мы должны при принятии решения об использовании сигналов конкретного
НС анализировать значения обоих признаков. Решающее правило приведено в
табл. 10.4. Известны подходы к решению
проблемы контроля целостности,
свободные от недостатков свя-
занных с неприемлемой задерж-
кой в оповещении потребителей.
Они, в частности, предусматри-
вают использование дифферен-
циальных измерений и своевре-
менного оповещения потребите-
лей об отказах НС с помощью
каналов связи (например, через
приемнике (RAIM). Потребители
Таблица 10.4. Решающее правило при ана-
лизе контроля целостности
Значения признаков Пригодность НС для целей навигации
В„ с„
0 0 -
0 1 +
1 0 -
1 1 +
дополнительные геостационарные ИСЗ).
Автономный контроль целостности в
СРНС могут использовать избыточность навигационной информации, полу-
чаемой в приемоиндикаторе СРНС от сети НС, для контроля качества навига-
ционного поля, т. е. для обнаружения и идентификации отказавшего НС, на-
пример, принимая сигналы от пяти спутников ГЛОНАСС, можно организовать
процедуру навигационных определений только по четырем, из них. Выбирая
разные комбинации четырех рабочих из пяти видимых спутников, можно по-
лучить пять наборов координат потребителя, которые позволяют с высокой
достоверностью судить о наличии отказавшего НС, а при большем числе спут-
ников и о его номере.
Известно много способов реализации концепции RAIM, отличающихся,
например, способом формирования достаточной статистики, выбором решаю-
щего правила, минимально необходимым числом НС, степенью использова-
ния априорных сведений, достоверностью полученных результатов, использо-
ванием избыточности измерений и т. д.
Требования к вероятности правильного обнаружения Рпо наличия отказа
НС алгоритмом RAIM весьма разнообразны. Так, в соответствии с одним из
существующих стандартов (TSO С-129), введенным в США, в случае превыше-
ния погрешности определения местонахождения с помощью аппаратуры по-
требителей СРНС типа OPS некоторого предельного значения (защитный по-
рог Д£), алгоритм RAIM должен обнаружить отказ НС с вероятностью
РПО =0,999.
Учитывая значение частоты существенных (погрешность местоопределе-
ния превышает 500 м при PDOP < 6) отказов в настоящее время (Х=3 г1) и
полагая, что треть потребителей пострадает от этого отказа, можно определить
вероятность Рт появления у потребителя в течение 1-го летного часа необна-
руженной с помощью RAIM погрешности, превышающей значение защитного
порога, Рно = 8 [х/(3 • 365 • 24)] (1 - />по).
»54 ) J ' 'f' л^а j 10- 'll дсистек Zkocmm Ами*. лцивгок.
1,1 I ..... " II I! ।... Г Fg|
Эксплуатационная:готовнасть устройства, ::реализуюлцего “алгоритм RAIN]
зависит от многих “факторов (числа используемых НС, угла маски спутников
координат потребителя и т. д.). Самая высокая степень готовности (~99
обеспечивается при полете по маршруту, когда защитный порог составляв
AL~3,6 км, а самая низкая (90 ... 95 % на средних широтах) — при некатего-
рированном заходе на посадку, когда Д£ ®0,55 км. Эти данные соответствуют
случаю использования вспомогательных данных от баровысотомера. Как вид-
но, даже в этом случае эксплуатационная готовность не достигает 100 %. По-
этому такое оборудование должно использоваться в качестве дополнительного.
Бортовая автономная система контроля целостности (AAIM). Потребите-
ли СРНС могут использовать и избыточность навигационной информации,
получаемой от различных бортовых навигационных датчиков
(радиотехнических и нерадиотехнических), для контроля качества навигаци-
онного поля ГЛОНАСС, т. е. для обнаружения и идентификации отказавшего
НС. Трудность реализации такой концепции часто связана со сравнительно
большой погрешностью измерений с помощью типовых бортовых навигацион-
ных датчиков и необходимостью соответствующих аппаратных и/или про-
граммных доработок бортового оборудования.
Заметим, что иногда с грубыми ошибками в дальномерных измерениях,
вызванными соответствующими отказами НС, целесообразно бороться не
исключением сигнала отказавшего спутника, а использованием^ избыточных
навигационных определений.
10.6. Бортовая аппаратура спутников ГЛОНАСС
10.6.1. Назначение бортовой аппаратуры
Навигационные спутники являются основными элементами системы
ГЛОНАСС. Их аппаратура предназначена для выполнения следующих функ-
ций, обеспечивающих высокое качество координатно-временных измерений :
излучения высокостабильных навигационных радиосигналов двух типов
— стандартной точности (СТ или CSA) без преднамеренного ухудшения харак-
теристик и высокой точности (ВТ) в дециметровом диапазоне волн ;
приема, хранения, формирования и передачи навигационной информа-
ции (данных);
формирования, оцифровки, хранения и передачи сигналов времени;
ретрансляции или излучения сигналов для радиоконтроля орбиты спут-
ника и определения поправок к бортовой шкале времени;
приема, квитирования, дешифрирования и отработки разовых команд;
приема, запоминания и отработки программ управления режимами
функционирования спутника на орбите;
формирования телеметрических данных о состоянии бортовой аппарату-
ры и передача их в ПКУ;
ДО.6. Буртовая аппаратура спутников Г^ЬНАСС
! 155
приема и отработки кодов коррекции и фазирования бортовой шкалы
времени;
выработку и передачу сигналов “Вызов наземного комплекса управле-
ния” при сбое или выходе важных контролируемых параметров за пределы
нормы;
анализ состояния бортовой аппаратуры (совместно с ПКУ) и выработка
управляющих команд.
Навигационный спутник ГЛОНАСС имеет две модели, отличающиеся
номенклатурой решаемых задач, аппаратурным составом, точностными харак-
теристиками и сроком активного существования. В настоящее время в штат-
ной орбитальной группировке находятся НС первого поколения — ГЛОНАСС.
Навигационный спутник второго поколения —- ГЛОНАСС-М — в настоящее
время находится на стадии испытаний
и после летных проверок будет исполь-
зован для замены спутников ГЛОНАСС
в орбитальной группировке. Внешний
вид спутника показан на рис. 10.11.
В системе ГЛОНАСС предусмот-
рены режимы применения: номиналь-
ный (штатный) и профилактический. В
номинальном режиме. НС находится в
составе орбитальной группировки и из-
лучает навигационные сигналы. В про-
филактическом режиме НС выводится
из группировки для проведения про-
Рис. 10.11. Навигационный спутник
филактических работ.
10.6.2. Состав спутника
На борту спутника находятся: бортовой навигационный передатчик
(БНП); хронизатор (БХ); управляющий комплекс (УК); системы ориентации и
стабилизации (СО), коррекции, электропитания; терморегулирования; борто-
вые средства заправки и обеспечения среды; элементы конструкции и кабель-
ная сеть.
Для обеспечения надежности основные системы навигационного спут-
ника дублируются. Рассмотрим основные элементы бортовой аппаратуры НС
ГЛОНАСС.
10.6.3. Бортовой навнгапнониый передатчик
Бортовой навигационный передатчик предназначен для формирования и
излучения высокоста^ильных радионавигационных сигналов в двух диапазонах
волн L1 и £2 .
156 Г ла в а 10. Подсистема космических аппаратов
Навигационный сигнал диапазона £1 содержит код дальности, бортовую
шкалу времени и навигационные данные (эфемеридная информация, поправки
времени, частоты и фазы бортового стандарта частоты). Навигационный сиг-
нал диапазона L2 содержит только код дальности и предназначен для исклю-
чения влияния ионосферной рефракции на точность измерений навигацион-
ных параметров военными потребителями.
Бортовой навигационный передатчик включает в свой состав аппаратуру
формирования навигационных сигналов и антенно-фидерные устройства. Ап-
паратура формирования навигационных сигналов конструктивно выполнена из
отдельных блоков, основные из которых (формирователь навигационных сиг-
налов) расположены внутри гермоконтейнера.
Для контроля аппаратуры установлены амплитудные и сигнальные теле-
метрические датчики, сигналы с которых поступают на телеметрическую сис-
тему. Амплитудные датчики характеризуют наличие и уровень высокочас-
тотной мощности на выходах усилителей. Переключение комплектов приборов
и блоков аппаратуры можно производить подачей команды на прибор или ав-
томатически по результатам анализа состояния амплитудных датчиков, про-
водимого в бортовой аппаратуре обработки и запоминания информации.
Антенно-фидерная система (АФС) предназначены для передачи электро-
магнитной энергии навигационных сигналов на частотах £1 и L2 в заданном
направлении. Антенно-фидерное устройство включает следующие элементы:
излучатели (12 шт.); блок делительный (4 шт.); делитель; кабели.
Конструктивно АФС представляет собой решетку, состоящую из двух
групп спиральных излучателей: центральной (4 излучателя) и периферийной
кольцевой (8 излучателей на кольце диаметром 850 мм).
Излучатели объединены в четыре излучающих модуля. Каждый модуль
состоит из трех излучателей (один из центральной группы yl два ближайших из
периферийной) и делительного блока. Такая антенная решетка обеспечивает
одновременную работу на частотах £1 и £2, подавление побочных излучений,
а также оптимальное распределение энергии в диаграмме в целях обеспечения
равенства парциальных сигналов при приеме на поверхности Земли.
Технические характеристики БНП:
Диапазон частот, МГп: канал £1 1597 ... 1621 канал £2 1241 ... 1261 Коэффициент усиления, дБ: канал £1 по центру 10 в углах ± 15° ... 12 в углах 8 канал £2 по центру 9 в углах ±15° ... 11 в у глах +19° - • 9 Выходная мощность, дБВт: канал £1 64 Канал £2 10 Эффективная излучаемая мощность, Вт: канал £1 30 канал £2 21 Энергопотребление, Вт 530
&$.Лортовая аппаратура спутников ГЛОНАСС
10.6.4. Бортшбй хронизатор
Бортсшой хронизатор предназначен для решения следующих задачгно-
^рерывной:аыдачи:нысокостяБильных синхрочастот в системы спутника; сфор-
мирования, хранения и выдачи бортовой шкалы времени.
Он обеспечивает формирование сигналов стандартной точности и сетки
“ импульсов синхрочастот (Гц):
- Сигнал /1 формируется fi 5 000 000 A. 50
fl. 200 000 fa. 10
/в виде синусоиды, остальные h SO 000 h. 1
в импульсном виде. Кроме fi. 10 000 fio. 1/60
«того, хронизатор формирует fs. 1000 fll 1/1800
сигналы временных интерва- fi. 100
' лов. Оцифровка времени про-
изводится 32-разрядным двоичным последовательным кодом с частотой
Д00 Гц.
В состав бортового хроиизатора входят: атомный стандарт частоты
(3 комплекта); устройство формирования синхрочастот и шкал времени.
Атомный стандарт частоты состоит из кварцевого генератора, атомно-
лучевой трубки и системы автоподстройки частоты. Кварцевый генератор
предназначен для генерирования колебаний с частотой 5 Мгц. Атомно-лучевая
трубка совместно с системой автоподстройки частоты служит для формирова-
ния высокостабильных колебаний частоты 5 Мгц.
В состав устройства формирования синхрочастот и шкал времени вхо-
дят блоки синусоидальных усилителей и устройство формирования. С атом-
ного стандарта частоты высокостабильный сигнал частоты '5 Мгц поступает на
блок синусоидальных усилителей, а затем к внешним потребителям и на уст-
ройство формирования, которое выдает потребителям сетку синхрочастот и
код времени.
Бортовой хронизатор работает в штатном или в дежурном режиме. В де-
журном режиме аппаратура обеспечивает выдачу сетки частот, необходимой
аппаратуре спутника на этапе ожидания, начальной ориентации, приведения в
точку, при хранении спутника на орбите, в аварийной ситуации. В этом режи-
ме в качестве задающего генератора используется кварцевый генератор. При
штатном функционировании аппаратура обеспечивает выдачу сигналов высо-
кой стабильности. В штатный режим спутник включается по командам с ПКУ
после окончания проверок аппаратуры спутника.
В случае, если расхождение бортовой и наземной шкал времени превы-
шает установленную норму, по команде с ПКУ производится фазирование и
коррекция бортовой шкалы. При выходе из строя эталона частот потребителю
'выдается сигнал ’’недостоверность фазы”. Переход из штатного режима в де-
журный производится «во командам блока управления спутника.
1S8 Г л а а а 10. Педсистема жосмитеских аппарате^.:
Тад х ни ч:о с к и е ха р:я к те р и с т и к и БХ:
Номинальное значение выходной частоты, МГц ............................ ::5 4
“Точность хранения .шкалы времени, нс .................................. 20
Относительная нестабильность стандарта частоты аахутки .... 5)1013 -
Ослабление::дискретаых::боковых:составляювдих.спектра
выходного сигнала в полосе ±20 кГц по отношению
к основной составляющей 5 МГц, дБ ................................ более 90
Масса, кг............................................................. 207
^Энергопотребление, .13 т.............................................. 100
10.6.5. Борт«1и<й1 управляющий комплекс
В состав БУК входят следующие системы и приборы: бортовая аппарату-
ра командной системы (АКС); бортовой вычислительный комплекс (БВК);
бортовая телеметрическая система (БТС); блок управления (БУ).
Бортовая аппаратура командной системы предназначена для выполнения
следующих задач: измерение параметров орбиты спутника в радиодиапазоне и
в оптическом диапазоне (совместно с ПКУ); исполнение разовых команд для
управления системами спутника; обработка временных программ, выдачи на-
вигационной информации; приема, формирования и передачи сигналов бо-
товойшкалы времени; передачи телеметрической информации; ретрансляции
информации обмена между наземными средствами. ’ - - _
Конструктивно АКС состоит из блоков НЧ, ВЧ, криптозащиты, АФС и
комплекта оптических уголковых отражателей. АФС содержит слабонаправ-
ленные антенны на прием и передачу, и направленную передающую антенну.
Направленная антенна используется при штатной ориентации спутника.
Бортовой вычислительный комплекс предназначена для решения сле-
дующих задач: запоминание и обработка навигационной информации, форми-
рование навигационных кадров и выдача их в БНП; контроль состояния БНП
и переключения его комплектов; запоминание и выдача кодов временных
программ и скачков в командно-измерительную систему; прием, формирова-
ние и выдача сигналов “Вызов наземного комплекса управления”; автономный
тестовый контроль работоспособности аппаратуры БВК с выдачей сообщения
по телеметрическим каналам; формирование и передача “отчета БВК” по на-
вигационному каналу при аварийной ситуации в БВК и снятии спутника с
эксплуатации (для анализа ситуации на наземных станциях); пересчет инфор-
мации об изменении задержки дальномерного сигнала и переключение ком-
плектов БНП; формирование в навигационном кадре признака непригодности
спутника к использованию потребителями при отказе БУ.
Блок управления спутника обеспечивает включение спутника после вы-
ведения на орбиту, выдачу питания на пиропатроны для раскрытия механиче-
ских систем после отделения спутника от ракеты-носителя. Он распределяет
питание между всеми электроприборами, совместную работу подсистем при
проведении режимов коррекции, разгрузки управляющих маховиков, а также
управление системами спутника в аварийных ситуациях при потере ориента-
ции или отказах системы электропитания.
ЧО.о.Борто^ая-аппи^атура^.^тникс- ^ГЛОН. }С
Технические характеристики БУ:
Бортовой вычислительный комплекс
Скорость записи информации, Гц............................ 1000
Время готовности после подачи питания, мин .................. 3
Интервал отработки информации, сут......................... 30
Максимальный темп отработки ВП, программа/с ................. 2
Аппаратура комаидпой системы
Диапазон частот............................................. СМ
Точность сверки времени, мс ............................... 0 ... 2
Скорость приема, Гц :
разовая команда......................................... 100
временная программа.............................. 1000
Блок управлепия
Погрешность измерительной линии, м:
радиодиапазои ............................................ 3
оптический диапазон .................................. 0,3
Число ВП ................................................. 1000
Число телеметрических каналов ............................. 512
10.6.6. Система ориентации и стабилизации
и другие вспомогательные системы
Система ориентации и стабилизации предназначена для решения сле-
дующих задач: успокоение спутника и обеспечение начальной ориентации на
Солнце й на Землю; ориентация продольной оси спутника, на .центр Земли,
солнечных батарей на Солнце; ориентация вектора тяги двигателей коррекции
орбиты по вектору скорости (на время выдачи импульса коррекции).
В спутниках ГЛОНАСС используется активная трехосная система ори-
ентации и стабилизации с управляющими маховиками и реактивной системой
разгрузки. В состав СО входят чувствительные (блок измерения угловых ско-
ростей, приборы ориентации на Землю и Солнце, приборы солнечной ориен-
тации по каналу рыскания, магнитометры) и исполнительные
(электромеханический исполнительный орган, привод вращения панелей сол-
нечных батарей, электромагнитные устройства, маховик стабилизирующий,
двигательная установка, блок управления) элементы.
Система ориентации и стабилизации работает в следующих режимах: ус-
покоения; начальной ориентации на Солнце; закрутки вокруг поперечной оси;
начальной ориентации на Землю; ориентации на Землю; ориентации при про-
ведении коррекции.
Солнечные батареи спутника выполнены в виде четырех плоских прямо-
угольных панелей, объединенных попарно в два крыла, расположенных сим-
метрично плоскости стабилизации (XOY). Крылья солнечных батарей враща-
ются вокруг оси (OZ), перпендикулярной плоскости стабилизации и направле-
ны на солнце в процессе штатной эксплуатации. Перевод каждого спутника в
заданную точку ддбитальной структуры (системную или рабочую точку) про-
водится с помощью спутниковой двигательной установки (два симметричных
блока)коррекции.
160 ........... 1. г ла в а 10. Подсистема космических аппаратов^।
С целью создания необходимых климатических условий для аппаратуры
спутника используется цилиндрический герметичный контейнер, являющийся
одновременно основной несущей конструкцией спутника и радиационной;
поверхностью. Для снижения возмущающих воздействий на движение спутни-
ка от реактивной струи исходящего из термоконтейнера газа его герметичность
повышена на порядок по сравнению с аналогичными. На днище контейнера
крепятся различные блоки и АФС. В сложенном положении спутник представ-
ляет собой ромбическую призму.
Характеристики систем спутника:
Система ориептации и стабилизации
Точность ориентации, град:
продольной оси ..................................... 0.5 1
солнечных батарей ............................................... 5
вектора тяги ..................................... 5 ... 11
Система коррекции
Тяга двигателей, Н:
коррекции ..................................................... 5
стабилизации .................................................. 0,1
Суммарный импульс, Н ........................................... 90000
Система электропитания
Рабочая мощность солнечных батарей, Вт .......................... 1250
Рабочая емкость аккумуляторных батарей, Лч(Втч) ............. 45(1260)
Выходное напряжение, В .............................. 27 ± 1
Система термолегулироваиня
Диапазон термолегулировапния, °C:
стандартов частоты ................................. (15 ... 30) ± 1
термоконтейнера.................................. 0 ... 40
двигательной установки .......................... 5 ... 40
Энергопотребление, Вт............................................. 36
Спутник ГЛОНАСС
Срок активного существования, г......................... 3 ... 5
Длительность непрерывной работы, сут...................... 1415 ... 1485
Масса (конструкции), кг .......................................... 237
Энергопотребление (среднесуточное), Вт .............. 1000
10.6.7. Функционирование бортовых систем спутника ГЛОНАСС
В процессе функционирования спутник последовательно находится в
следующих режимах работы: ожидание после выведения на орбиту; начальной
ориентации; приведения в расчетную точку; штатного функционирования.
После выведение спутников на заданную орбиту (за время не более 5 ч)
по команде, выдаваемой разгонным блоком непосредственно после остановки
двигателей, включается электропитание некоммутируемых шин питания и де-
журные схемы спутников. Через 15 с после этого система управления разгон-
ным блоком выдает команду на отделение спутников. Эта операция осуществ-
ляется для трех спутников синхронно с их закруткой (с угловой скоростью не
более 27 %). Процесс отделения спутников контролируется с помощью те-
леметрической системы разгонного блока. На каждом спутнике при его отде-
лении формируется команда “Контакт отделения", по которой он переводится
ld.6. Бортовая аппаратура спутников ГЛОНАСС
161
цости наземных средств ПКУ обеспечивается прием команд управления и пе-
редачи телеметрических данных. Длительность работы спутника в режиме
ожидания до трех суток.
Перевод спутника в режим начальной ориентации происходит в зоне ра-
диовидимости наземных средств в следующей последовательности: раскрытие
солнечных батарей и штанги магнитометра; успокоение спутника; начальная
ориентация солнечных батарей на Солнце и спутника — на Землю.
В процессе успокоения осуществляется торможение вращательного дви-
жения спутника с помощью двигательной установки и разворот панелей сол-
нечных батарей для выставки крыльев активной поверхностью в одну сторону
и установки их в плоскости, совпадающей с продольной осью спутника.
В режиме начальной солнечной ориентации осуществляется разворот
спутника вокруг продольной оси с помощью двигателей маховиков до попада-
ния Солнца в поле зрения приборов ориентации на Солнце с последующим
переводом в закрутку вокруг оси, ориентированной на Солнце.
Режим начальной ориентации на Землю проводится в зоне радиовидимо-
сти ПКУ на участках, где “Солнце—НС—Земля” составляет (90±18)°. При
этом обеспечивается торможение вращения спутника и его разворот с помо-
щью управляющих двигателей — маховиков вокруг направления, ориентиро-
ванного на Солнце до попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на
Землю. После этого-включается режим слежения за Солнцем и Землей .
Приведение спутника в заданное положение на орбите осуществляется в
несколько этапов: определение параметров орбиты и формирование програм-
мы приведения; выдача импульсов коррекции для обеспечения требуемой ско-
рости смещения спутника относительно номинальной орбиты; пассивное дви-
жение спутника по орбите в заданном направлении; выдача импульсов, обес-
печивающих торможение движения спутника и приведение спутника в задан-
ное положение на орбите; проведение измерений параметров орбит.
После завершения всей программы приведения спутника в заданное по-
ложение с требуемой точностью производится окончательное уточнение пара-
метров орбиты, высокоточная синхронизация БШВ, расчет временных про-
грамм и закладка их на спутник. После этого спутник может использоваться
по целевому назначению.
Литература
10.1. Состояние ОГ ГЛОНАСС// Компьютерный бюллетень BBS КНИЦ ВКС РФ.
10.2. Ivanov N., Salischev V., Vinogradov Л. Ways of GLONASS system advancing
// ION GPS-95, 1995, pp. 991-1011.
162
Г л а ев а 11
Особые режимы работы спутниковых
радионавигационных систем
11.1. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС
11.1.1. Определение дифференциального режима СРНС
Дифференциальный режим радионавигационных систем первоначально
разрабатывался применительно к РНС типа ЛОРАН и ОМЕГА. Существенна
роль российских ученых (В. С. Шебшаевич и др.) в разработке основ диффе-
ренциального режима СРНС ГЛОНАСС [11.1].
В основе метода дифференциальной навигации лежит относительное по-
стоянство значительной части погрешностей СРНС во времени и й простран-
стве. Необходимость использования дифференциального режима СРНС опре-
деляется стремлением удовлетворить наиболее жестким требованиям навига-
ционного обеспечения таких задач, как посадка ВС по категориям ИКАО, мо-
реплавание в проливных зонах и узкостях и т. п.
Уже первые эксперименты [1Г.2, 11.3] Показали Возможность снижения
ошибок (СКО) определения координат по системе GPS с 20 до 5 м и высоты с
40 также до уровня 5 м.
Дифференциальный режим СРНС предполагает наличие как минимум
двух приемоизмерителей АП1 (контрольно-корректирующая станция) и АП2
(потребитель) в двух точках 1 и 2 пространства, причем АП1 геодезически
точно привязан к принятой системе координат (ПЗ-90 или )WGS-84). Разности
между измеренными АП1 и рассчитанными в нем значениями псевдодально-
стей “видимых” НС, а также разности соответствующих псевдоскоростей по
линии передачи данных (ЛПД) передаются АП2, в котором они вычитаются из
измеренных АП2 псевдодальностей (ПД) и псевдоскоростей (ПСК). Если по-
грешности определения ПД слабо изменяются во времени и пространстве, то
они существенно компенсируются переданными по ЛПД поправками. В даль-
нейшем будем рассматривать коррекцию ПД.
Основными слабо меняющимися погрешностями определения ПД в
СРНС являются: ошибки синхронизации НС; погрешности за счет ошибок
эфемеридного обеспечения НС; нескомпенсированные ионосферные погреш-
ности.
Ошибки синхронизации НС постоянны в пространстве и весьма ста-
бильны на рассматриваемых временных интервалах. Уход БЭВЧ НС порядка
10“мили 1013 за время порядка 15 мин изменяет ошибки ПД пренебрежимо
мало (от 3 мм до 3 см).
ц.1. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС
163
Эффект погрешностей эфемеридной информации (ЭИ) может быть оце-
[ен следующими моделями.
Первая модель основана на прямом вычислении ошибки ПД, как функ-
ции ошибок ЭИ. Из предыдущих разделов следует, что ошибки определения
ДД объекта с координатами x,y,z, как функции ошибок координат /-го НС
дх/,Ду/,Д?/> могут быть записаны в виде
Щ = (х-XjjAx, / Dt + (у-yt)byt /У + (г- u)bzt / Д •
(П.1)
Рассчитаем 8Д как функцию удаления L потребителя от контрольно-
“ корректирующей станции (ККС) для /-го НС СРНС ГЛОНАСС со сфериче-
скими координатами Dt = 20 094 км; 4=49,2°; 3/= 53,7° относительно ККС.
В этом случае
х( = £>, sin 4 cos 3(; yf = Д cos 4 cos 3,; z^ZJ/SinS,.
(11.2)
Координаты x, у, z ККС равны нулю. Рассчитывается ошибка е =
8Д(8) - 8Д(0). Результаты расчетов сведены в табл. 11.1 (1-и 2-я строки) -для
4 = (дх2 + Ду2 + Дг2)*/2 = 20; 100 м.
Таблица 11.1. Пространственная изменчивость погрешностей определения
ПД за счет неточности ЭИ
№ модели 4 > м Погрешность для функции удаления L , км 1
25 0.01 50 0,02 100 200 300 500 900 1
1 20 0,04 0,08 0,12 0,2 0,36
1 100 0,05 0,1 0,2 0,4 0,6 1 1,8
2 20 0,025 0,05 0,1 0,2 0,3 0,5 0,9
2 100 0,125 0,25 0,5 1 1,5 2,5 4,5
2 1000 1,25 2,5 5 10 15 25 45 |
Вторая модель впервые предложена в [11.3] и дает несколько завышен-
ные (верхние ) границы е( как функции dh L, Dt'.
г1 5 Ldj / Dt .
(11.3)
Результаты соответствующих расчетов также приведены в табл. 11.1
(строки 3, 4, 5).
Соотношениями.!) и (11.3) характеризуют пространственную изменчи-
вость ошибок определения ПД, обусловленных погрешностями ЭИ. Эта из-
менчивость в первом приближении описывается линейной функцией и растет
Г л а -;, а 11. Особые режимы работы CPHEjj
И.4
явояжв
с ростом расстояния между ККС и потребителем. ::В то .же время, данные 3-'
4-й строк (табл. ИЛ) показывают, -что::эта изменчивость -ire ’превышает 0,2
1 м при df‘= 20 и 1Q0 м ссответстиенно, и £5.200 км.
Пятая строка таблицы характеризует изменчивость погрешностей ПД зЛ
счет ЭИ при использовании для определения места альманаха, возраст котоЗ
рого составляет несколько десятков часов (1.2]. Одновременно можно утвер-j
ждать, что, если использование аналогичного альманаха, возраст которого со-!
ставляет 1 сут, приводит к ошибкам определения ПД порядка 830 м [1.2], то;
при линейном нарастании ошибки за 1 мин изменчивость ЭИ составит при-!
мерно 0,6 м.
Изменчивость во времени и пространстве ионосферных погрешностей,?
обусловленных запаздыванием сигнала при прохождении в ионосфере, харак-:
теризуется корреляционной функцией, которая имеет времена и пространст-
венные радиусы корреляции на уровне, соответственно, нескольких часов и
тысяч километров [11.4]. Поэтому, на интервале в несколько единиц минут и
сотен км ионосферные погрешности можно полагать достаточно стабильными.
Согласно ]11.5], уровень ионосферных погрешностей составляет от 10 до
40 м и достигает минимума при максимальном угле места визируемого НС.
В [11.5, 11.6] приведены конкретные количественные характеристики
временной изменчивости ошибок ПД СРНС ГЛОНАСС, обусловленных ионо-
сферными погрешностями. Так, через 1 мин изменчивость еоетавяяет 0,1
0,2 м (СКО), а через 6 мин — 0,3 ... 1,4 м.
После коррекции псевдодальностей алгоритм определения навигацион-
ных параметров АП2 будет аналогичным используемому в номинальном режи-
ме СРНС.
11.1.2 . Точностные возможности дифференциального режима
Погрешность определения i-й псевдодальности в дифференциальном ре-
жиме может быть записана в виде
bDt- bDie + 8D//on + bD^ - 8Д(я1,
(114)
где 8Pfe и 8РЙОЛ — остаточные погрешности за счет эфемеридных и ио-
носферных ошибок, 8Р/л2 и — соответственно шумовые погрешности
АП2 и АП1, включающие погрешности приемоиндикатора, обусловленные
внутренними и внешними шумами, ошибки за счет многолучевости и особен-
ностей распространения радиоволн в тропосфере.
Если их считать чисто случайными и взаимонезависимыми, соответст-
вующая дисперсия может быть записана в виде
аи - CTie +aUon +alnl + CT4n2 > (11-5)
f t, I. Дифференциальный режим СРНСГЛОНАСС
165
не а/г, Стдол. ст*|2 — дисперсии соответственно 8Z)fe, 8Лйол, 6DM, bDM.
Предполагая взаимную независимость и одинаковые статистические ха-
актеристики погрешностей (11.4) для различных i, получим соотношения
^ля точности определения координат потребителя (среднеквадратическая сфе-
рическая погрешность, СКОсф)
Исф = (11.6)
и временной поправки
- «rt aD Ic >
(П-7)
где ид -°a определяется соотношением (11.5); — расхождения между
шкалой времени СРНС и шкалами времени АП1 и АП2 соответственно;/Ггп,
KIt — пространственный и временной коэффициенты геометрии (см. § 7.4).
В [11.7] впервые опубликованы экспериментальные результаты, подтвер-
ждающие возможность использования практически линейной зависимости
погрешности (СКОсф) местонахождения как функциирасстояния L и возрас-
та t дифференциальной поправки, которая может быть представлена в виде
стсф(Л^) = Осфо + v/ + bL,
(И.8)
где Стсфо =2,28 м; v = 1,32 • 10 3 м/с; 6= 0,000438 м/км.
Обработка экспериментальных данных показала, что СКО аппроксима-
ции с помощью (11.8) может характеризоваться для псевдодальности следую-
щим соотношением:
о - cnfl - er,/T-L/lA
°апп — и(ц* с J >
(И-9)
где ст0= 3,66 м; Т = 3847 с; Lc = 122,84 км.
При сравнительно низких <т2е, основными составляющими,
влияющими на точность определения местонахождения в дифференциальном
режиме, могут быть нескомпенсированные ионосферные ошибки.
В этом случае ошибки определения координат по системе ГЛОНАСС с
вероятностью 95^> (по уровню р=2а ) будут [11.5]
РглонО) = (Ро + (а№ / 2)2)1/2.
(11.10)
166
Глава И. Особые режимы работы СРНС
Здесь ро=О,4м; ej = 0,00014 м/с2.
Для сравнения приведем соответствующее соотношение для GPS [11.5]
Рсду(0 = (Ро + (°1/2 / 2)2 + (“2/2 / 2)2)*^2,
(П Н) -
где в2=0,0И м/с2. Различие в (11.10) и (11.11) определяется эффектом режи-
ма селективного доступа в GPS.
Соотношения (11.6)—(11.11) показывают, что точность определения мес-
та и времени в дифференциальном режиме СРНС в значительной степени за-
висят от точности измерений РНП в ККС и аппаратуре потребителя, от рас-
стояния между ККС и потребителем, от возраста поправок, а также от коэф-
фициентов геометрии Кгп, KIt.
Последние в значительной степени зависят от числа видимых НС, отно-
сительно которых определяются псевдодальностн. Если оно составляет 4 ... 5,
то Кгп, KTt могут составлять 2 ... 4 и даже более. Если количество НС, сиг-
налы которых принимаются приемниками ККС и потребителя, больше 10, то
^г.п> не превосходят единицы.
При полностью скомпенсированных ионосферных и эфемеридных по-,
грешностях основными источниками ошибок остаются шумовые составляю*-
щие, которые при измерениях задержек по коду составляют единицы метров, а
при измерениях по фазе составляют единицы сантиметров и даже миллимет-
ров. Для авиационных объектов дополнительным существенным источником
ошибок является многолучевость. Ее эффект частично характеризуется соот-
ношением (11.9).
11.1.3. Дифференциальные подсистемы СРНС
Дифференциальные подсистемы (ДПС) СРНС ГЛОНАСС и GPS подраз-
деляют на широкозонные, региональные и локальные. Следует отметить, что
это деление является несколько условным [11.8]. В частности, в ряде случаев
трудно указать различие между региональными и локальными ДПС, особенно
тогда, когда последние связаны в сети. С другой стороны, и сеть региональных
ДПС по существу также может образовать широкозонные ДПС.
Создание ДПС ведется в соответствии с требованиями, выдвинутыми
национальными радионавигационными планами и требованиями или стандар-
тами таких международных организаций, как ИКАО, ИМО и др. Ряд требова-
ний сформулирован во вводной части книги, например, к точности и надеж-
ности навигационного обеспечения различных этапов полета самолета.
Широкозонные ДПС СРНС. Основой ШДПС СРНС является сеть ККС,
информация которых передается в центр управления для совместной обработ-
ки с целью выработки общих поправок и сигналов целостности. Размер рабо-
чей зоны ШДПС составляет порядка 5 000 км. Выработанные сигналы целост-
К>(1.1. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС 167
• цости и корректирующие поправки передаются по ЛПД, возможности которых
должны соответствовать размерам зоны, обеспечиваемой ШДПС.
Широкозонные ДПС СРНС GPS и ГЛОНАСС является, например, сис-
•<Тема EGNOS (European Geostationary Navigation Overlay Service), разрабаты-
ваемая фирмами Thomson-CSF, Sextant и Syseca (co сроком окончания предва-
рительных работ в декабре 1997 г.) и рассматриваемая совместно с аналогич-
ной американской системой WAAS в качестве составной части будущей гло-
бальной навигационной спутниковой системы GNSS-1 {11.9].
Корректирующая информация EGNOS должна передаваться потребите-
лям через геостационарные НС INMARSAT-III: AORE ( Atlantic Ocean Region
East), расположенный в точке 15,5° западной долготы, и IOR ( Indian Ocean
Region ), расположенный в точке 64° восточной долготы. INMARSAT-III по-
мимо КИ передают и навигационный сигнал, подобный сигналу НС GPS
(11.10].
Для обеспечения работы НС INMARSAT-III используются четыре свя-
занные между собой станции, один центр контроля и управления и две стан-
ции для обеспечения связи ’’Земля—НС”. Данные измерений, контролирую-
щих положение НС, передаются в центр для обработки, результаты которой
через ЛПД передаются затем для точного эфемеридного обеспечения.
Важное место в системе EGNOS занимает служба контроля целостности,
которая не более чем в течение 10 с предупредит потребителя о выходе нави-
гационного сигнала из допустимых границ, если это произойдет.
Предполагаемая точность определения координат ШДПС EGNOS со-
ставляет 2,5 ... 5 м, что значительно лучше точности номинального режима
СРНС ГЛОНАСС и тем более GPS.
Предполагается поэтапный ввод в строй различных компонентов ШДПС
EGNOS. Начало развертывания службы геостационарного дополнения системы
GPS относится к 1998 г., средства контроля целостности и обеспечения КИ
будут развертываться в 1998—2000 гг. Предварительной работоспособности
предполагается достичь в 1999 г., а полная работоспособность будет достигну-
та в 2002 г. [11.10].
Планируется также сопряжение ШДПС EGNOS с дополнительными ре-
гиональными системами, особенно в северных широтах [11.10].
В [11.11] приведены результаты экспериментальных исследований точно-
сти ШДПС RACAL Skyfix System в составе трех ККС, расположенных в горо-
дах Кадис (Испания), Хаммерфест (Норвегия) и на острове Кипр с аппарату-
рой потребителя, установленной в городе Абердин (Шотландия). При этом
показана возможность определения плановых координат и высоты с точно-
стью (СКО) 2,6 ... 2,7 и 3 м соответственно.
Региональные ДПС СРНС. Региональные ДПС СРНС предназначены для
навигационного обеспечения отдельных регионов континента, моря, океана.
Протяженность рабочей зоны может составлять от 400 ... 500 до 2 000 км. Ре-
168 Г л а в a 11. Особые режимы работы СРИСаИ
гиональные ДПС (РДПС) могут иметь в своем составе одну или несколькЯ
ККС, а также соответствующие средства передачи КИ и сигналов целостносдцЯ
Примером РДПС являются ДПС Starfix фирмы Фугро [11.12]. Эти подЛ
системы имеют дальность свыше 2 000 км. Сеть таких ДПС образована 60-jfl
наземными ККС и четырьмя НС INMARSAT и охватывает все континенты, зЛ
исключением части Африки и Азии (Россия), а также акватории прилегающих]
морей и океанов. Заявленная точность местоо пределе ни я (с вероятностью!
0,95) 1 ... 2 м на дальностях до 1 000 км и 3 м на удалениях, превышающих!
2 000 км [11.13]. J
Другим примером служат Средневосточные региональные ДПС [11.14],]
охватывающие зоны Персидского залива, Красного и Средиземного морей,]
Суэцкого канала и Гибралтара, по которым проходят важнейшие пути транс-й
портировки нефти со Среднего и Ближнего Востока в Европу. ;
Достижимая точность РДПС иллюстрируется результатами эксперимен-
тальной работы [11.15], в которой показана возможность определения геоцен-
трических координат по системе ГЛОНАСС для потребителя в городе Лидсел
(Англия) и ККС вблизи города Абердин (Шотландия) с точностью (СКО)?
3,4 ... 7,9 м, по СРНС ГЛОНАСС и GPS — с точностью 3 ... 7,4 м и по систе-
ме GPS — с точностью 2,5 ... 4,4 м. При этом задержки в передаче КИ состав-4
ляли от 5 до 70 с (для GPS — в среднем 20 с, для ГЛОНАСС —- 17 с). Не-
сколько худшие характеристики точности использования СРНС ГЛОНАСС ав-
торами объясняются недостаточной калибровкой соответствующих радио-
каналов.
Локальные ДПС СРНС. Локальные ДПС СРНС имеют максимальные
дальности действия от ККС до 50 ... 200 км. Локальные ДПС обычно включа-
ют одну ККС, аппаратуру управления и контроля (в том числе контроля цело-
стности) и средства передачи данных. '
К настоящему времени определились три основных класса ЛДПС :
морские ЛДПС для обеспечения мореплавания в проливных зонах, узко-
стях и акваториях портов и гаваней в соответствии с требованиям ИМО [11.1];
авиационные ЛДПС для обеспечения захода на посадку и посадки ВС по
категориям ИКАО;
локальные ДПС для геодезических, землемерных и других специальных
работ [11.16].
Морские ЛДПС, использующие в качестве средств ЛПД всенаправленные
средневолновые радиомаяки (РМ) с дальностью до 200 км, размещены, в част-
ности, по периметру острова Исландия (11.17], по побережью Италии [11.18] и
в ряде других мест. Предполагается [11.19], что сеть таких ЛДПС, работающих
по системам ГЛОНАСС и GPS, будет охватывать также все побережье России
и акватории прилегающих морей. В настоящее время отдельные средства про-
ходят предварительную проверку на Балтике.
Среднеквадратическая ошибка определения координат (с вероятностью
более 0,95) при совместном использовании СРНС ГЛОНАСС и GPS составит
от 2 до 4,5 м; надежность обслуживания и доступность составят соответствен-
Hfcl. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС ,......................169
цо более 0,9997 и 0,998 при времени предупреждения об отказе меньше 10 с
(11.201.
f В качестве примера авиационной ЛДПС можно привести системы
P92O/D93O фирмы DASA (ФРГ) 111.21,11.22], работающие по СРНС GPS. Ап-
паратура D920 сертифицирована в соответствии со специальной категорией I,
система D930 в состоянии удовлетворить требованиям I и П-й категорий
ИКАО. Радиус действия этих систем доходит до 37 км.
Система D920 включает ККС с монитором СРНС, УКВ ЛПД с монито-
ром (стандарт RTCA/DO-217), а также общий монитор для контроля и управ-
ления.
Система имеет отказоустойчивую конструкцию и сертифицирована для
Критических ситуаций по соответствующим стандартам. Программное обеспе-
чение сертифицировано по требованиям RTCA/DO-178B.
Для того, чтобы удовлетворить жестким требованиям посадки самолетов,
ЛДПС имеет в своем составе монитор целостности со следующими функция-
ми: обнаружение и исключение аномальных сигналов и ошибок, влияющих на
измерительные каналы; аттестация дифференциальных ошибок определения
дальности потребителя посредством сравнения некоррелированных показаний
приемников; обнаружение и исключение перескоков фазы при слежении за
фазой несущей; контроль передаваемых сообщений перед и после их излуче-
ния в эфир.
Общие характеристики ЛДПС D92O следующие; частота выдачи поправок
точность лучше 1,1 м; 1 ... 4 Гц; целостность 1 ... ЗЮ’8; доступность 0,98; не-
прерывность 1... 3,8-Ю’5. Имеется встроенный контроль, осуществляется ав-
тономное функционирование с теленаблюдением, а также взаимодействие со
службами УВД.
Важный, распространенный и весьма перспективный класс ЛДПС со-
ставляют системы геодезического обеспечения с дальностью не более 50 км и
сантиметровой—дециметровой точностью (11.23, 11.24]. Как правило, их ис-
пользование допускает серьезную обработку измерений после того, как эти
измерения проведены. Кроме того, они почти в обязательном порядке реали-
зуют алгоритмы слежения за фазой несущей частоты сигнала (более подробно
см. п. 11.3.3). В то же время требования непрерывности, доступности и цело-
стности для таких систем могут быть существенно ослаблены.
Имеются и весьма специфические применения ЛДПС СРНС, например,
для контроля за перемещением автомашин инкассаторов в системе Инкомбан-
ка г. Москвы (Выставка АО “ПРИН” на семинаре AGARD, 3—4 марта 1997 г.,
МАИ, Москва).
Контрольно-корректирующие станции ДПС СРНС. К настоящему времени
выпущено значительное число конкретных типов ККС. Ниже будут описаны
лишь некоторые из них, что позволит дать общее представление о принципах
построения и другой аппаратуре аналогичного назначения.
170 , Г л а на 11. Особые режимы работы СРНС 1
В Российском НИИ космического приборостроения (РНИИ КП) разра-|
ботана 24-канальная станция мониторинга радионавигационных полей СРНС
ГЛОНАСС и GPS и определения дифференциальных поправок [11.25].
Станция предназначена для решения следующих задач:
непрерывного слежения за всеми “видимыми” НС ГЛОНАСС и GPS с
сохранением в памяти компьютера всей полученной приемниками измери-
тельной и другой цифровой информации;
непрерывного проведения в реальном времени навигационных определе-
ний по созвездиям только НС ГЛОНАСС, только НС GPS и НС ГЛОНАСС и
GPS;
анализа составляющих погрешностей навигационных определений;
контроля качества передаваемых НС навигационных радиосигналов и
навигационных сообщений и контроля целостности;
формирования дифференциальных поправок к навигационным радиосиг-
налам “визируемых” НС и признаков исправности этих НС.
В состав станции входят: антенно-усилительный модуль; четыре 4-ка-
нальных ГЛОНАСС/GPS приемных устройства; четыре цифровых сигнальных
процессора DSP-25U; компьютер обработки данных IBM PC 486.
Одноплатный сигнальный процессор (СП) DSP-25U выполнен на базе
микропроцессора TMS 320 С25. Станция сопряжена с внешним стандартом
частоты 5 МГц и подключена к внешнему источнику постоянного тока на-
пряжением 27 В.
Приемное устройство состоит из блоков аналоговой и цифровой обра-
ботки сигналов, блока управления каналами, блока стабилизации напряжения
и частоты, вторичного источника питания.
Функционирование ККС предполагается в автономном режиме, для чего
предусмотрены телеметрирование приемного устройства в реальном времени и
запись поступающей информации, а также возможна работа под наблюдением
оператора.
Спирально-полосковая широкополосная антенна позволяет принимать
сигналы СРНС GPS и ГЛОНАСС в зоне обзора ± 85° относительно вертикали.
МикроЭВМ (сигнальный процессор) DSP-25U управляется работой при-
емных устройств; платы DSP-25U вставлены в свободные слоты IBM PC 486.
Программное обеспечение (ПО) ККС включает:
ПО СП DSP-25U, призванное управлять аппаратной частью приемника и
цифровой обработкой сигналов;
ПО управляющего компьютера, предназначенное для управления СП,
предварительной обработки и накопления данных измерений и навигационных
сообщений НС и формирования дифференциальных поправок;
ПО обработки, анализа и графического представления данных телемет-
рии (уровней сигналов и шумов в каналах приема, времени поиска сигналов и
т. д.), расчетных дальностей и скоростей (по фазе и коду), их разностей с из-
меренными значениями (невязок), погрешностей ежесекундных и осредненных
17<
Навигационных определений плановых координат и высоты с анализом гео-
метрии созвездий.
Данные управляющего компьютера могут передаваться по интерфейсу RS
232 в другой компьютер или в ЛПД. Стандартный интерфейс ККС позволяет
яерез линии связи объединить несколько таких станций в единую сеть с вза-
имным обменом информацией внутри сети. Совместная обработка информа-
ции, полученной на различных ККС сети, позволяет исключить зависимость
точности поправок от удаления потребителя от ККС в регионе, охватываемом
сетью.
Контрольно-корректирующая ЛДПС D920/930 включает антенный блок,
СРНС монитор, приемник СРНС GPS с линейным модемом, который работает
на оптоволоконный кабель, связывающий приемник с монитором контроля и
управления ЛДПС. Этот монитор включает VHF 900 приемник, с помощью
которого осуществляется контроль передаваемых поправок, магнитофон, тер-
минальный сервер, блок наземной обработки, модемы и принтер. Предусмот-
рена возможность дополнения ККС приемником, работающим по геостацио-
нарному НС. GPS-приемник с 12 каналами параллельного слежения осуществ-
ляет слежение за С/А кодом; фазовые и кодовые измерения проводят с часто-
той 10 Гц, время первого отсчета не более 5 мин, время восстановления сле-
жения менее 30 с после перерывов 10 ... 60 с, среднее время безотказной рабо-
ты более 20 000 ч.
Российским институтом радионавигации и времени создана ККС “Зверь-
М” для упомянутых выше морских ЛДПС, работающая по СРНС ГЛОНАСС и
GPS [11.19, 11.26]. Аналогичная ККС разработана на Украине НИИ “Квант”
(г. Киев) и заводом Оризон (г. Смела). Такие ККС рассчитывают по данным
приемников сигналов СРНС ГЛОНАСС и GPS поправки, преобразуют их в
стандартные сообщения ( в соответствии со стандартом RTCM SC-104) и по-
дают их на модулятор передатчика-радиомаяка [11.1].
Фирмой “3S Navigation” изготовлен 12-канальный приемник СРНС
“ГЛОНАСС” и GPS, также работающий в составе ККС и имеющий вес при-
мерно 3 кг, что позволяет рассчитывать на создание переносной аппаратуры
ККС.
Интересное решение предложила фирма Фугро, разработав, так называе-
мую, виртуальную базовую ККС, которая для выработки оптимальных попра-
вок использует данные всех находящихся в непосредственной близости ККС,
что и позволяет получить высокие заявленные точности местонахождения.
При этом общий вес такой станции не превышает 1,5 кг.
Линии передачи данных ЛДПС. Для морских ЛДПС самым экономичным
решением, как уже отмечалось, является использование в качестве ЛПД все-
направленным средневолновых радиомаяков, работающих в диапазоне 283,5 ...
325 кГц. При этом применяют манипуляцию с минимальным фазовым сдви-
гом (MSK). Возможная скорость передачи данных от 25 до 100 бод. Скорость
передачи поправок для СРНС ГЛОНАСС составляет 25 бод, при работе с
СРНС GPS без селективного доступа и с селективным доступом скорости пс-
J
172 Г л а в a 11. Особые режимы работы CPHfe
।
редачи составляют соответственно 50 и 100 бод. Такая манипуляция не мешас
выполнению основной задачи РМ — определению направления.
Для помехоустойчивого кодирования используются корректирующие кп
ды Рида-Соломона. Основной недостаток выбранной ЛПД — подверженное*
помехам, например из-за разрядов статического электричества в осадка
(дождь, снег и т. д.) [11.26].
Корректирующая информация морских ЛДПС передается в соответстви!
с общепринятым стандартом RTCM SC-104, разработанным первоначально дщ
GPS Специальным комитетом 104 (Special Commitee 104) Радиотехнически
комиссии по мореплаванию (Radio Technical Commission for Maritime) США
поддержанном МАМС (Международной Ассоциацией Маячных служб). ВерсгЦ
2.2 этого стандарта создана, чтобы учесть использование дифференциальное^
режима и СРНС ГЛОНАСС [11.20, 11.27]. Последующее изложение основанг
на этом материале.
Формат RTCM SC-104 предусматривает использование 30-битовых слов;
из них 24 бита являются информационными, следующие за ними 6 бит -х
’’контрольные”. Каждое сообщение имеет заголовок из двух слов, следующи1.
за ним слова передаваемых данных специфичны для каждого конкретного тип;
сообщения.
Поправки и неоперативная вспомогательная информация передаются ft
качестве непрерывного потока сообщений, состоящих из отдельных информа-'
ционных кадров. Одно сообщение включает АГ+2 слова. Сообщения с данными
СРНС ГЛОНАСС сгруппированы в блок из семи типов (табл. 11.2).
Таблица 11.2. Основные сообщения ЛДПС СРНС
ГЛОНАСС/GPS
Номер типа сообщения GPS Наименование Номер типа 1 сообщения j ГЛОНАСС
1 Поправки GNSS (для всех “видимых” НС) 31
3 Параметры ККС 32
5 Исправность созвездия 33
6 Нуль-кадр 34(N=0wm 7)1
7 Альманахи РМ 35
9 Подгруппа “быстрых” поправок GNSS (взамен типов 1 или 31) 34 (N>1)
3 16 Специальное сообщение 36 1
Формат и содержание сообщений о поправках ГЛОНАСС идентичнь
формату и содержанию соответствующих сообщений GPS. Однако имеютс
некоторые отличия, связанные с несколько иной структурой координат и врс
менной шкалы СРНС ГЛОНАСС, а также с содержанием информационны
кадров навигационного сообщения ГЛОНАСС.
!»! Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС
173
видимых
лишь для подгруппы из этих
координатах ККС в системе
идентичны сообщению 3 для
Имеются также отличия в заголовках сообщений. Сообщение 31 (N>1)
Етит корректирующие поправки для всех “видимых” НС. В отличие от
ения 31 сообщение 34 содержит поправки
иых” НС, общим числом не более девяти.
! Сообщение 32 содержит информацию о
ДЗ-90. Формат и содержание этого сообщения
J2PS, но координаты в сообщении 3 представлены в системе WGS-84.
Сообщение 34 (Т—0 или 1) используется для вспомогательных целей
[обес печения непрерывности передачи), например, когда ККС не готова по-
бить другую информацию, для синхронизации в некоторых специфических
иучаях и т. д.
j Сообщение 35 предусмотрено для РМ, передающих поправки для СРНС
piOHA.CC, содержит информацию о местонахождении, частоте несущей и
^оне действия РМ, и используется для того, чтобы облегчить восприятие сиг-
рала РМ потребителем.
Координаты РМ передаются в системе координат ПЗ-90. Каждый РМ
передает также информацию о двух или трех близлежащих РМ сети. Зона дей-
ствия РМ характеризуется расстоянием от РМ, на котором отношение сиг-
вал/шум в полосе сигнала превышает 7 дБ в 99,9 % времени данного сезона.
Радиомаяк идентифицируется в соответствии с положениями МАМС.
Сообщение 36 идентично сообщению типа 16, но информация о безо-
пасности навигации будет передаваться как на русском, так и на английском
языках.
Частота передачи различных типов сообщений:
3
5
6
7
16
34(31)
32
33
34
35
36
Номер сообщения:
9(1) — передается настолько часто, насколько возможно
(примерно каждые 15 ... 20 с)
дважды в час (по истечении каждой 15 и 45-й мин)
в пятую минуту каждого часа и через каждые 15 мин после
по мере необходимости
в седьмую минуту каждого часа и каждые 15 мин после
в случае необходимости
каждые 50 ... 60 с
дважды в час (в 16 и 45-ю мин каждого часа)
в шестую минуту каждого часа и затем каждые 15 мин
по мере необходимости ^=0 или 1)
в восьмую минуту каждого часа
по мере необходимости
В случае кратковременного отсутствия поправок для любой системы и
информации об отказе ККС и РМ будет передаваться сообщение 6 (34) (N < 2)
или сообщение 16 (36) с указанием вида отказа в заголовке.
Одновременно информация об отказе РМ и ККС будет передаваться
близлежащим РМ посредством сообщений 7 (35). В результате время между
обнаружением отказа и передачей предупреждения о нем не превысит 10 с
[11.28].
174 Глава 11. Особые режимы работы СРЦ|
Как уже отмечалось, ряд систем использует каналы системы INMARSAT]
(WAAS, EGNOS, RACAL Skyfix, Fugro Starfix). Здесь для ориентировки приве-Я
дем их некоторые характеристики применительно к системе Starfix [11.29]. Я
Линия передачи данных INMARSAT работает на частоте близкой к!
1600 МГц, скорость передачи 600, 1200, 2400 бод, надежность линий 0,9997,
вероятность искажения бита 10-5. Формат данных находится в соответствии со
стандартом RTCM-104 версии 2.0. Для системы Starfix используются сообще-
ния 1, 3, 16 (дифференциальные поправки, параметры ККС и специальное со-
общение). Время подготовки сообщения 1 составляет менее 4 с.
К настоящему времени отсутствует согласованное мнение, поддержан-,
ное ИКАО, относительно формата сообщений и радиоканала для авиационных 1
ЛДПС. Однако применительно к задаче захода самолета на посадку по специ- :
альной категории I Радиотехнической комиссией по авиации США подготов- '
лен Стандарт RTCA/DO-217 по минимальным характеристикам авиационных
систем [11.30]. В соответствии с этим стандартом разработан ряд конкретных -
систем [11.21, 11.22], которые прошли испытания, и предполагается использо-
вать их для обеспечения полетов гражданской авиации.
Соответствующая ЛПД использует УКВ диапазон частот 112 ... 118 МГц.
Формат общего сообщения ЛПД включает: служебную последовательность;
информационный массив; корректирующую кодовую последовательность"
(FEC-Forward Error Correction) и вспомогательные символы.
Передаваемое частное сообщение о поправках содержит (бит), например:
идентификатор блока ошибки дифференциальных
сообщения — 8 дальностей пользователя —— 6
идентификатор ККС — 24 поправки на одну ПД — 16
резервное слово 2 номера НС 6
тип сообщения 6 возраст данных \ поправки на одну ПСК кодовую корректирующую 8
длину сообщения модифицированный — 8 12
Z-отсчет — 13 группу ошибку ускорения — 24 3
При 12 НС общий размер такого сообщения составит 664 бит.
Используется относительная фазовая модуляция несущей со сдвигом По
фазе на тс/4 (всего восемь положений). При этом один символ передаваемой
информации представляется одним сдвигом фазы, чему соответствует двоич-
ное число из 3 бит (код Грея). Например, 001 соответствует единице и фазо-
вому сдвигу тс/4 и т. д.
Служебная последовательность (85 бит) позволяет бортовому приемнику
правильно демодулировать сообщение. В передатчике она способствует стаби-
лизации уровня мощности и синхронизации, содержит резервный символ, ин-
формацию о длине сообщения и корректирующую группу служебной последо-
вательности.
Служебная последовательность защищается укороченным кодом Хэм-
минга, способным корректировать ошибку 1 бит и обнаруживать 75 из 300
pl A. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС 175
возможных парных ошибок. Информационный массив (общий объем до 1.776)
защищается укороченным кодом Рида-Соломона (225,249). Этот код способен
^справлять до трех ошибочных символов. Он формируется из 8-битовых слов с
помощью кодирующей последовательности (FEC).
После кодирования сообщение подвергается скрэмблированию данных.
Все общее сообщение передается внутри интервала длительностью
500 мс. Восемь таких интервалов составляют один подкадр общего временного
календаря TDMA (Time Division Multiple Access). Скорость передачи данных
достигает 2400 бод.
Система, соответствующая специальной категории I (SCAT-I), внутри
Одного подкадра не использует более двух интервалов. Для обеспечения захода
на посадку по категориям I, II, III может использоваться и более двух интер-
валов в зависимости от требований, предъявляемых этими системами.
Для создания ЛПД применительно к ЛДПС посадки по категории III
рассматриваются альтернативные варианты радиоканалов.
Считается, что дифференциальные поправки для всех “видимых” НС
должны передаваться с частотой 1 Гц, сигналы целостности и положительной
идентификации — с частотой 2 Гц, и данные о состоянии ВПП — с частотой
1/20 Гц. Однако общий формат сообщения о поправках, приведенный выше,
остается неизменным (11.31]. Увеличивается лишь на 8 бит корректирующая
"кодовая группа (до 32); Предполагается также, что сообщение р целостности
будет иметь длину до 272 бит, а сообщение о состоянии ВПП т- до 1000 бит.
В то же время считается, что возможности ЛПД должны быть таковыми,
чтобы учитывать любые изменения в формате, например, за счет включения:
дифференциальных сообщений СРНС ГЛОНАСС; поправок фазы несущей;
формата данных DGNSS-2 (т. е. DGNSS еще более далекого будущего).
Помимо УКВ диапазона 108 ... 118 Min рассматривался и диапазон MLS
5000 ... 5250 МГц, а также модифицированный С-диапазон [11.31]. Использо-
вание УКВ диапазона, как правило, не требует размещения на самолете новых
антенных устройств, однако необходимо обеспечение больших отношений
сигнал/шум по сравнению с С-диапазоном и диапазоном MLS.
Кроме того, этот диапазон уже занят другими средствами (VOR/ILS), по-
этому возможное его использование требует серьезных организационно-
плановых мероприятий. Очевидно также, что использование канала MLS зави-
сит от судьбы этой системы.
Авторы ]11.31] считают, что использование УКВ-диапазона, хотя и яв-
ляется на первый взгляд более привлекательным, уступает возможностям ис-
пользования модифицированного С-диапазона.
Существует еще одно предложение к облику канала передачи КИ регио-
нальных дифференциальных подсистем СРНС ГЛОНАСС/GPS. Имеется в виду
радиоканал передающих станций импульсно-фазовых радиотехнических сис-
тем дальней навигации Лоран-С/Чайка. Эти станции работают в длинноволно-
вом диапазоне радиоволн на частоте 100 кГц. С использованием передатчиков
Лоран-С в качестве основного средства ЛПД создана РДПС СРНС GPS Eurofix
176 Г л а в a 11. Особые режимы работы СРНСй
[11.32]. Радиус действия системы с одной станцией достигает порядка 1000 од,:
Как показано в [11.33], точность определения координат такой РДПС может
составить 5 м. Оценки [11.32] показали, что ЛПД на основе станций РСДЩ
могут обеспечить эффективную скорость передачи данных от 15 до 30 бод^
поэтому возможно дополнение РДПС Eurofix и возможностями использова-
ния СРНС ГЛОНАСС. При этом целесообразно применять асинхронный
DGPS/DniOHACC формат данных, в нем сообщение о поправках для одного
НС имеет длину в 45 бит [11.33].
Бортовая аппаратура дифференциального режима СРНС. Как уже отмеча-
лось, основной алгоритм навигационных определений в дифференциальном
режиме после ввода и учета поправок не отличается от алгоритма навигацион-
ных определений в номинальном режиме, поэтому в настоящее время большая
часть бортовой аппаратуры (БА) СРНС ГЛОНАСС и GPS разработки послед-
них лет признается пригодной к использованию в обоих режимах. Для реали-
зации дифференциального режима дополнительно должны быть предусмотре-
ны возможности ввода дифференциальных поправок в соответствии с приня-
тыми стандартами: для морской — RTCM SC-104, для авиационной —
RTCA/DO-217, ARIN С-419/429 и др.
В качестве примера можно привести бортовую аппаратуру “Интер-А”
разработки МКБ “Компас” [11.34], GNSS-12 фирмы “3S Navigation”, DN-12,
Sensor II фирмы Аштек) [11.35—11.37]. -
Приемник сообщений с поправками и другой КИ, как правило, разра-
батывается и производится отдельно, но на согласованной основе. В качестве
примеров можно указать приемники сигналов PM MX 41R фирмы Leica и Nav
Beacon XL фирмы Trimble [11.38—11.39].
11.1.4. Разновидности дифференциального режима СРНС
Существует ряд признаков классификации разновидностей дифференци-
ального режима: тип основных измерений: фаза кода или фаза несущей часто-
ты сигнала; вид коррекции: коррекция псевдодальности (ПД) и псевдоскоро-
сти (ПСК) или навигационных параметров, вычисляемых на их основе; место
коррекции: у потребителя или в каком-нибудь центре; средства передачи кор-
ректирующей информации.
В соответствии с этими признаками кратко охарактеризуем некоторые
распространенные разновидности ДР, которые отличаются от основного, опи-
санного в предыдущих разделах.
Дифференциальный режим с коррекцией координат. Согласно [1.5], ме-
тод коррекции координат в ДР может использоваться в том случае, когда оп-
ределения координат ДС и потребителем осуществляются по одному и тому же
созвездию НС.
В этом случае дифференциальная поправка Д11д.п = Пдп-Пдп, где
Пд„, Пдп — оцененные в процессе текущих измерений и точно известные
177
11.1. Дифференциальный режим СРНС ГЛОНАСС
к
IK"
заранее векторы координат (геодезических, геоцентрических или Гаусса—
Крюгера) дифференциальной станции. Поправка ДПЛ„ является линейным
Преобразованием основных погрешностей, описанных в § 11.1. Потребитель,
измерив свои координаты П, использует эту поправку для их уточнения, при-
меняя соотношение П = П - ДПд11.
Дифференциальный режим с коррекцией координат требует незначи-
тельного объема передаваемой информации: например, по три поправки к
координатам и к скоростям вместо 16 поправок к ПД и 16 поправок к ПСК.
Он может использоваться потребителем на сравнительно небольших удалени-
ях от ДС и в сравнительно небольшие промежутки времени, а также для одно-
типной приемной аппаратуры СРНС ДС и определяющегося объекта . При
смене созвездия НС ДС в принудительном порядке должно меняться и созвез-
дие НС у потребителя.
Дифференциальный режим с использованием относительных координат.
Во многих случаях, когда точная геодезическая привязка дифференциальных
станций затруднена, дифференциальный режим может быть реализован при
использовании относительных координат.
Если два объекта 061 и 062 определяют свои прямоугольные координа-
ты П] = |xi yi ?i|T и П2 = |х2 У2 Z2|Tс помощью АП СРНС в номинальном режи-
ме работы, то вектор координат 062 относительно 061 (вектор относительных
координат) запишем в виде
П21 = |х21 У21 ?21|Т>
(11.12)
где х21 = х2 - хь у21 = у2 - ус, Z21 = <2 - Zi. •
Поскольку погрешности ДП( (/ = 1, 2), как и в методе коррекции коор-
динат, являются результатом линейного преобразования всех ошибок опреде-
ления псевдодальностей, то, очевидно, в результате такой операции вычита-
ния одинаковые квазисистематические ошибки, обусловленные особенностями
распространения радиоволн в ионосфере, неточностью эфемеридной инфор-
мации и синхронизации, исключаются.
Точность метода использования относительных координат также в пер-
вом приближении эквивалентна точности стандартного дифференциального
режима СРНС [1.5, 11.40J.
С учетом (11.8), (11.9), среднеквадратическое сферическое отклонение
при относительном местонахождении 062 может быть ориентировочно оцене-
но соотношением:-
I 2 2 ( \2 2 2
^сф21 ~ ^сфл! + ^сфл2 ^у^сфО + v/ + bLj + п Сдпл
178 Г л а в a 11, Особые режимы работы СРНС^
где асфпЬасфи2 — СКОсф местонахождения 061 и 062, обусловленные ошиб-
ками за счет шумов приемников, помех, тропосферы и многолучевости; L
ч
расстояние между 061 и 062; t— задержка между определениями 061 и 062;-
^сфО > v и b определены в (11.8); оапп — (11.9); Кт„ — пространственный
коэффициент геометрии.
Также, как и метод коррекции координат, метод использования относи-
тельных координат в случае прямого расчета по соотношениям (11.12) будет
эффективен только на сравнительно небольших взаимных удалениях при рабо-
те АП1 и АП2 по одному и тому же созвездию НС. В передаваемое сообщение
должны при этом включаться координаты и скорости Об, а также номера НС
используемого созвездия.
Возможен вариант, когда в передаваемое сообщение входят ПД и ПСК
объекта, и расчет П?1 может проводиться на основе разностей ПД и ПСК.
Дифференциальный режим с использованием псевдоспутников. Одна из
разновидностей ДР создается тогда, когда передаваемые дифференциальной
станцией сигналы с поправками и другой информацией привязаны к местной
шкале времени. Поскольку при учете дифференциальных поправок шкала вре-
мени потребителя также оказывается привязанной, к шкале времени ДС, при-
нятые потребителем сигналы ДС являются источником информации о взаим-
ной дальности и скорости между потребителем и ДС.
В частном случае ДС может излучать сигнал, аналогичный сигналу НС,
тогда ее называют псевдоспутником. Сигналы ДС могут быть весьма информа-
тивными, например, случай размещения ДС под глиссадой, по которой захо-
дит на посадку самолет. Вопросы оптимального размещения псевдоспутников
для ДПС СРНС рассмотрены в fl 1.40]. '
Использование псевдоспутников призвано скорректировать возможно
плохие геометрические факторы ГЛОНАСС и GPS, если они, возникают.
В качестве критерия в [11.40] использовался взвешенный коэффициент
геометрии WD0P - (2А"ГВ + Кт г)/3 , где Кт я, К1Т — вертикальный и горизон-
тальный коэффициенты геометрии соответственно (см. § 7.4).
Разработанная в [11.40] программа расчетов на ЦВМ позволила дать
предложения по оптимальному размещению одного и двух псевдоспутников
относительно аэропорта Сан-Франциско. При этом снижены значения макси-
мально возможных Кт в и Kt г для СРНС GPS (21 НС) от 15,6 до 2,26 и от
7,71 до 2,36 соответственно. В случае двух псевдоспутников максимально воз-
можный Кгв — 1,66.
11.2. Интегрирование СРНС ГЛОНАСС и GPS
Одним из важнейших направлений совершенствования и развития СРНС
ГЛОНАСС является ее интегрирование со спутниковой радионавигационной
pfl.2. Интегрирование CPHG ГЛ&ЯАСС и GPS 179
системой GPS [11.41—11.42]. Основные цели интегрирования — повышение
Точности и надежности (доступности, непрерывности обслуживания и целост-
ности) навигационных определений.
Наиболее важные предпосылки, облегчающие интегрирование:
общность принципов баллистического построения обеих систем (высота
орбиты 20 000 км, наклонение орбит — 60°, период обращения НС — 12 ч,
общее число НС — 24 и др.);
близкий частотный диапазон (1 600 МГц — II и 1 200 МГц — 12), а
также сигнально-кодовые конструкции, использующие фазовую манипуляцию
'и псевдослучайные последовательности;
схожесть принципов синхронизации и измерения навигационных пара-
метров;
малое различие в используемых системах координат;
практическая одновременность создания и совершенствования СРНС
ГЛОНАСС и GPS;
готовность Правительств США и России предоставить системы для ис-
пользования различными потребителями мирового сообщества.
Точностные аспекты использования НС только СРНС ГЛОНАСС, приве-
дены на рис. 10.2, где отображены зависимости вероятности Р наблюдения за-
данного числа НС СРНС ГЛОНАСС как функций пространственного коэф-
фициента геометрии Л5ГП В табл. 7.1 приведены по материалам [7.9] анало-
гичные характеристики, но с указанием соответствующих значений коэффици-
ентов геометрии: Kr (GDOP), пространственного Krn (PDOP), горизонталь-
ного !Tr.r(HDOP), вертикального ^frB(VDOP) и временного ^fr,(TDOP).
Сравнительные характеристики систем НС ГЛОНАСС , GPS и/или со-
вмещенного созвездия ГЛОНАСС/GPS показаны на рис. 11.1, а для полных
созвездий [10.2] и на рис. 11.1, б для созвездий с тремя отказавшими спутни-
ками (угол маски 73°)18.2[. Эти данные дополняют сведения о характеристи-
а)
б)
Рис. 11.1. Статистические характеристики орбитальных созвездий
180
Глава 11. Особые режимы работы СРНС
ках доступности СРНС ГЛОНАСС, приведенные в табл. 7.1. Как видно вд
графиков, объединение существующих средневысотных СРНС ГЛОНАСС ц
GPS обеспечивает существенное повышение возможностей высококачествен^
ных навигационных определений .
Интересно проследить тенденцию улучшения коэффициентов геометрии!
при дальнейшем увеличении числа наблюдаемых спутников. В табл. 11.3 при-'
ведены усредненные значения геометрических факторов для района Москвы.
Таблица 11.3. Зависимость геометрических факторов
от числа НС
Число НС
8 НС ГЛОНАСС_______
10 НС ГЛОНАСС______
Все НС (ГЛОНАСС+GPS)
TDOP
0,80
0,72
VDOP
1,34
1,24
0,84
______Коэффициенты
HDOP
1,03
0,84
0,58
Из таблицы следует, что использование всех НС ГЛОНАСС и OPS по-
зволяет в 2 раза улучшить коэффициенты геометрии по сравнению с исполь-
зованием восьми НС системы ГЛОНАСС.
В табл. 1L4 приведены также усредненные по времени СКО плановых
координат и высоты в- номинальном и дифференциальном режимах с селек-
тивным доступом. Из табл. 11.4 следует, что использование НС GPS в номи-
нальном режиме с селективным доступом в дополнение к НС ГЛОНАСС
приводит к повышению точности лишь на 5 ... 10 % по координатам и на 8 %
Таблица 11.4. Точности определения координат и высоты
с помощью СРНС ГЛОНАСС и GPS
1 Режим, число НС Координаты СКО, м ) Высота СКО, м
Все НС ГЛОНАСС, и* 9,0 13,5
16 НС ГЛОНАСС+GPS (S/А), н 8,5 12,6
Все НС ГЛОНАСС+GPS (S/А), и 8,4 12,5
Все НС ГЛОНАСС, д* 1,8 2,6
16 НС ГЛОНАСС+GPS,д 1,36 1.9
Все НС ГЛОНАСС+GPS (S/А), д 1.24 1,82
“н" и “д" — номинальный и дифференциальный режимы СРНС
по высоте. Предполагалось, что точности измерения псевдодальностсй ГЛО-
НАСС и GPS в номинальном режиме равны 10 и 30 м соответственно.
В дифференциальном режиме точности определения псевдодальностей пред-
полагались равными 2 м для обеих СРНС. В дифференциальном режиме при-
влечение измерений GPS приводит к повышению точности по координатам и
высоте в 1,3 ... 1,5 раза.
^Д1.2. Яитегрироеаике СРЯС ГДРЯЛСС w GPS 181
Необходимо заметить, что для потребителей, первоначально ориентиро-
ванных на OPS, использование сигналов СРНС ГЛОНАСС дает практически
троекратное повышение точности.
Вопросы повышения надежности навигационного обеспечения при со-
вместном использовании НС ГЛОНАСС и GPS исследованы меньше. Наибо-
лее полно представлены результаты обширного моделирования процесса на-
вигационных определений [11.43]..
В табл. 11.5 приведены, полученные в [11.43] оценки при использовании
только НС GPS и ГЛОНАСС+GPS.
у Таблица 11.5. Доступность и максимальная продолжительность
нерабочего состояния в различных режимах полета
Режим полета Доступность СРНС, % Максимальная продолжитель- ность нерабочего состояния, мин
GPS GPS+ ГЛОНАСС GPS+ ГЛОНАСС GPS GPS+ ГЛОНАСС GPS+ ГЛОНАСС
Полет по маршруту 98,58 100 100 35 0 0
Аэродромная зона 96,53 99,99 100 70 15 30
Некатегориро- ваниый заход на посадку 67,26 98,99 100 0 0 0 I
При моделировании в [11.43] использовался базовый алгоритм, рабо-
тающий с измерениями не менее чем от 6 НС и исключающий из решения не-
кондиционный сигнал. Анализ доступности проводился по группировке GPS
из 24 НС и группировке ГЛОНАСС также из 24 НС, а также по действующей
на декабрь 1994 г. группировке ГЛОНАСС (15 НС). Факт доступности устанав-
ливался в том случае, если при нарушениях подавался сигнал тревоги с веро-
ятностью не менее заданной в течение пролета указанного предельного участ-
ка при заданном максимально допустимом уровне вероятности ложной тре-
воги. При моделировании использовались исходные данные, сведенные в
табл. 11.6
Таблица 11.6. Условия определения доступности
Режим полета Предельный участок, км Максимально допус- тимая частота ложной тревоги, 1 /ч Минимальная ве- | роятность обнару- 1 жения отказа 1
Полет по маршруту 3,7 0,00003 0,999 |
Аэродромная зона 1,85 0,00003 0,999 I
Некатегорированный заход на посадку 0,555 0,00003 0,999 9
182 Глава 11. Особые режимы работы СРЩ^д
Как следует из табл. 11.5 совместное использование СРНС GPS и ГЛО-Я
НАСС приводит к существенному повышению доступности особенно для не-1
категорированного захода на посадку (с 67 до 100 %). При этом также исклк$Я
чаются нерабочие состояния, максимальные длительности которых при ис-1
пользовании только GPS составляют 35 ... 295 мин. Необходимо заметить, что!
здесь используется несколько необычное понимание доступности системы,.
Последняя, по существу, проявляется в виде функции целостности (см. “Тре-
бования к СРНС”).
Совместное использование СРНС ГЛОНАСС и GPS поддерживается ин-
тенсивной разработкой аппаратуры потребителей, принимающей и обрабаты-'
вающей сигналы обеих систем. В качестве примеров можно указать создание?
приемоиндикаторов “ИНТЕР-А”(МКБ “Компас”), АСН-21 (РИРВ), АСН-221
(совместная разработка DASA и РИРВ), GNSS-200 (3S Navigation) и др. [11.34,'
11.44—11.46].
Осуществлена также разработка ряда образцов контрольно-корректи-
рующих станций дифференциальных подсистем СРНС [11.25] и версии стан-
дарта RTCM для передачи корректирующих сообщений применительно к
СРНС GPS и ГЛОНАСС [11.27].
С совместным использованием GPS и ГЛОНАСС связано и создание ев-
ропейской широкозонной дифференциальной системы E6NOS (см. § 11.1)
[11.9, 11.10]. Это же направление реализуется в концепции создания россий-~
ских ДП [11.8].
Совместное применение обеих систем оказывается возможным благодаря
близости используемых систем координат: ПЗ-90 в ГЛОНАСС и WGS-84 в
GPS, а также благодаря имеющимся соотношениям перехода от одной системы
координат к другой [3.3, 11.47]. В частности, геоцентрические координаты
х, у, z двух любых систем А яВ связаны между собой векторно-матричным
уравнением: ,
(11.13)
где т, го, (i = x,y,z), Дх,Ду,Аг — известные элементы (параметры) преобразо-
вания координат [11.47].
Одно из используемых преобразований из ПЗ-90 в WGS-84 приведено в
§ 8.3. В то же время эти параметры нуждаются в уточнениях, что является од-
ной из задач дальнейших совместных исследований специалистов России и
США.
В заключение отметим, что интегрирование и совместное использование
СРНС ГЛОНАСС и GPS обеспечивают также резервирование навигационного
обеспечения на случай непредвиденных форс-мажорных обстоятельств, свя-
,2. Интегрирование СРНС ГЛОНАСС, и GPS
183
данных, например, с террористической деятельностью, земными катаклизмами
Ьк ДР-
Литература
11.1. Шебшаевич В. С., Балов А. В., Химулин В: И. Развитие дифференциального
, метода навигационных определений в спутниковой РНС ГЛОНАСС // Радионавигация
и время, РИРВ, 1992.
11.2. Teasley S., Hoover W., Johnson C. Differential GPS Navigation// IEEE PLAN’S-
/«0,1980, pp. 9—16.
j 11.3. Beser J, Parkinson B. The Application of Navstar Differential GPS in the Civilian
, Community// Navigation (USA), 1982, vol. 29, no. 2, pp. 107—136.
; / 11.4. Конрад Д. Анализ ошибок систем навигационных спутников// Управление в
" космосе. Тр. III Межд. симпозиума ИФАК по автоматическому управлению в мирном
использовании космического пространства, т. 1, М.: Наука, 1972.
11.5. Vroeijenstijn В., Offermans G. et al. Wide Area DGNSS Service Using Existing LF-
transmitters// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 9.
11.6. Chistyakov V., Filatchenkov S., Khimulin V. Parameters of Differential GLON-
ASS/GPS Service on the Base of Russian Marine Radiobeacons// Proc, of DSNS -95, April,
* 1995.
11.7. Philips R. Relative and Differential GPS// System Implications and Innovative
Applications of Satellite Navigation, AGARD Lecture Series 207, 1996, pp. 5.1—5.22.
11.8. Ilkaev G., Filatchenkov S. et al. The Main Principles of Russia’s DGNSS Devel-
opment// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 56.
11.9. Глобальная навигационная спутниковая система, GNSS// НТЦ ’’Интерна-
вигация”, 1997.
“ ' 11.10. GouniP., Job- A. Design- and operation of thc Euridis Ranging System// Proc.
DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 5.
11.11. Ashkenazi У-, Chen W. et al. High Precision Wide Area DGPS// Proc, of DSNS-
96, St. Petersburg, 1996, Paper № 8.
11.12. Orpen Ole. Recent Developments in the Gugro Starfix DGPS Service// Proc. Of
DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 33.
11.13. Stafix Global Coverage — 2000 km Range// Рекламный проспект фирмы Fu-
\ gro, 1996.
11.14. El-Sadawy II. The Middle East Regional DGPS Networks, or Wide Area Aug-
mentation System// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 59.
11.15. Walsh D., Capaccio S. et al. Real Time Differential Positioning Using GPS and
GLONASS// Proc, of DSNS- 96, St. Petersburg, 1996, Paper № 11.
11.16. Кутиков В. Ю., Сошин М. П. и др. Перспективная аппаратура дифференци-
альной геодезической подсистемы спутниковых РНС “ГЛОНАСС” и GPS// Радионавига-
ция и время, РИРВ, 1992.
11.17. Thorstainsson S., Gunnarsson Т., Gudmundsson G. Icelands's Network of Differ-
ential GPS Radiobeacons// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 61.
11.18. Lauro-Cetena G. DGPS for Marine Applications: Ship Performance Monitoring
System found the Italian Coast// Proc. DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 22.
11.19. Аншаков А. В. Состояние и перспективы оборудования морей в Российской
Федерации аппаратурой дифференциальных систем ГЛОНАСС/GPS на базе круговых
морских радиомаяков// Тр. Межд. конф. “Глобальная радионавигация", М., 1995, с.
6.1—6.8.
11.20. Filatchevkov S., Khimulin К., Chistakov V., Bazarov Y. Broadcast Standard for
Russian Maritime DGPS/DGLONASS Service// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Pa-
per № 21.
11.2d Blomenhofer H., Mattissek A. The New DASA-NFS Ground Station Family for
Use in Civil Aviation// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 17.
11.22. Differential GNSS for Safe and Accurate Landings// Рекламный проспект фир-
мы DASA, 1996.
11.23. Wild U. The automated GPS Network in Switzerland (AGNES) for Navigation
and Geodesy: Concept and First Test Results// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper
№ 60.
184______________________________________Глава 11. Особые режимы работы СРНС
аввВЕВЯнаЯМВЯВВНЯНааИНаВВВВ|аВЯ|^НЯНаНаВВННВ|а|аВВНННа|ВНааЯ^НВМВаИМВдВаВВВЖВВаВН^НЯЯа)аЕВаЕКВа^!!аВВ>вада!аВаЯааааааям^|
11.24. Dolier Н. An Open Cellular Concept for a RTDGPS Reference Network in Aus-
tria// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 62.
11.25. Салищев В. А., Дворкин В. В., Виноградов А. А., Букреев А. М. Станция мони-
торинга радионавигационных полей систем ГЛОНАСС-GPS и определения дифференци-
альных лолравок//Радиотехника, 1996, №1, с.89— 93.
11.26. Янг Д. Основные направления проектирования и внедрения системы радио-
маяков DGPS/MSK с широкой областью применения// Межд. конф. “Планирование гло-
бальной радионавигации”, М., 1995, с. 6.37—6.53.
11.27. Kalafus R., Beser J. New RTCM SC-104 Differential GNSS Standards// Proc, of
DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 19.
11.28. RTCM Recommended Standards for Differential GNSS Service. Third Draft,
Future version 2.2, December. 1995.
11.29. Starfix DGPS Virtual Base Station// Рекламный проспект фирмы Fugro, 1996.
11.30. Minimum Aviation System Performance Standards DGNSS Instument Approach
System: Special Category I (SCAT-I). Change № 1 to RTCA/DO- 217 // RTCA Inc., July
1994.
11.31. Offermans G., Zaaijer M., Meijer M. Evaluation of DGNSS Datalinks for Cat-IH
Landings// Proc, of DSNS-96, St. Petersburg, 1996, Paper № 13.
11.32. IVilligen D. van, Offermans G. et al. Eurofix: GNSS Augmented Loran-C&Loran-
C Augmented GNSS// Proc, of the 1995 Nat. Tech. Meeting of the Inst, of Navigation.,
Anakeim. CA, 1995.
11.33. Andersen. J. A Prototype Loran Augmented GPS// Proc. Of the 1995 Nat. Tech.
Meeting of the Inst. Of Navigation., Anaheim, CA, January 18—20 1995.
11.34. Навигационный датчик спутниковых радионавигационных систем ГЛО-
НАСС и GPS для гражданской авиации “Иитер-А”// Рекламный проспект НТЦ
“Интериавигация”.
11.35. Приемник GNSS-12, Рекламный проспект фирмы 3S Navigation, 1995.
11.36. Приемник-Sensor II, Рекламный проспект фирмы Ashtech, 1996.
11.37. Нриемник-DN-12, Рекламный-проспект фирмы Ashtech, 1996.
11.38. MX41R DGPS Beacon Receiver, Рекламный проспект фирмы Leica, 1996.
11.39. Nav Beacon XL, Рекламный проспект фирмы Trimble, 1996.
11.40. Parkinson В. Я'., Fitzgibbon К.Т. Optimal Locations of Pseudolites for Differential
GPS// Navigation (USA), Winter 1986-1987, vol. 33, no. 4, pp. 259-283.
11.41. Greenspan R.L. Global Navigation Satellite System// AGARD Lecture Series 207,
System Implications and Innovative Applications of Satellite Navigation, NATO, 1996, pp.
1.1-1.9.
11.42. Гусев Ю., Лебедев M. Перспективы развития спутниковой навигационной
системы ГЛОНАСС и ее интеграция с зарубежными навигационными средствами// Тр.
Межд. конф. “Глобальная радионавигация”, М., 1995.
11.43. Ван Дайк К. Использование спутниковых радионавигационных систем для
обеспечения требуемого уровня характеристик глобальной навигационной спутниковой
системе// Радиотехника, 1996, № 1, с. 77—82.
11.44. Кудрявцев И. В., Клюшников С. И, Федотов Б. Д. Перспективная авиацион-
ная спутниковая аппаратура потребителей, работающая по сигналам систем ГЛОНАСС-
GPS// Радионавигация и время, РИРВ, 1992. № 1, с. 60—63.
11.45. Кинкулькин И. Е. Интегрированная аппратура потребителей космических ра-
дионавигационных систем//Радиотехника, 1996, № 1, с. 86—89.
11.46. Beser J. Integrated GPS/ GLONASS User Equipment// AGARD Lecture Series
207, System Implications and Innovative Applications of Satellite Navigation, NATO, 1996,
pp. 3.1—3.28.
11.47. Бойков В. В., Галазин В. Ф. и др. Опыт создания геоцентрической системы
координат ПЗ-90// Геодезия и картография, 1993, № 11.
185
Глава 12
Аппаратура потребителей
12.1. Принципы построения и функционирования
аппаратуры потребителей
Аппаратура потребителей (приемоиндикаторы CPHCJ предназначена для
текущего време-
и обработки ра-
определения пространственных координат, вектора скорости,
ни и других навигационных параметров в результате приема
диосигналов, принятых от НС.
На вход ПИ поступают сигналы от НС, находящихся в
зоне радиовиди-
мости. Так как для решения навигационной задачи необходимо измерить
псевдодальности и псевдоскорости относительно, как минимум, четырех НС
(см. гл.4), то ПИ должен быть многоканальным (от 4 до 12 каналов в обычных
и более 12 в совмещенных ГЛОНАСС и GPS ).
Современные ПИ являются аналого-цифровыми системами, сочетающи-
ми аналоговую и цифровую обработку сигналов. Переход на цифровую обра-
ботку осуществляется на одной из промежуточных частот, при этом имеет ме-
стотенденция к повышению этой промежуточной частоты.
Так как приемоиндикаторы СРНС имеют множество возможных приме-
нений (наземное, авиационное, морское, космическое и др.), то при их разра-
ботке необходимо основываться на создании унифицированных узлов с мини-
мальной номенклатурой, из которых в дальнейшем можно конструировать ПИ
различного применения.
Основа типового вариаггга ПИ — два конструктивно раздельных блока:
антенный (АБ) и приемовычислитель (ПВ).
В антенном блоке (рис. 12.1) сово-
купность сигналов НС, принятых антен-
ной, предварительно усиливается и
фильтруется во всей полосе (от 1570 до
1625 МГц в совмещенных ПИ) несущих
частот НС в предварительном усилителе
(ПУ) с полосовым фильтром (ПФ).
Конструктивно приемовычисли-
тель выполнен в виде блока, в котором
расположены модули вторичных источников питания и платы — приемокорре-
лятора^навигационного вычислителя и интерфейсного устройства (рис. 12.2).
Вход ПВ через фидерную линию соединен с выходом антенного блока. В ана-
логовом приемнике АПр сигналы усиливаются, фильтруются и переносятся с
несущей частоты на промежуточную (понижение частоты). В аналого-циф-
ровом преобразователе АЦП аналоговый сигнал преобразуется в цифровую
форму.
Рис. 12.1. Структурная схема
антенного блока
Глава
12. Аппаратура потребителей^
Рис. 12.2. Схема приемовычислителя
В корреляторе (КОР) в цифровой форме формируются отсчеты синфаз-
ных 1(к) и квадратурных Q(k) отсчетов, аналогичных (6.6), которые являются
основой работы алгоритмов поиска сигналов по задержке и частоте, слежения
за ПД, фазой сигнала и выделения навигационного сообщения. ~ -
Навигационный вычислитель НВ является цифровым процессором, в ко-
тором реализуется вычислительный процесс и управление работой ПИ. Нави-
гационный вычислитель удобно представить в виде сигнального процессора
СП, реализующего алгоритмы первичной обработки квадратурных составляю-
щих (см. § 6.2), и навигационного процессора НП, реализующего алгоритма
низкочастотной обработки (первичной и вторичной).
Интерфейсное устройство ИУ предназначено для обеспечения взаимс-
действия приемоиндикатора с внешними устройствами, какими, например, ка*
пульт управления и индикации (ПУИ). В авиационных приемоиндикаторах И'
подключается непосредственно к магистрали НВ, что позволяет обеспечит,
работу в соответствии с существующими ГОСТ, а также дает возможность рее
лизации протокола взаимодействия с внешними устройствами. Дополнителен
в состав ИУ входят два усилителя У, формирующих признак отказа ПИ и сит
налы дискретного управления, а также 8-разрядный регистр Рг, принимающий
сигналы дискретного управления. Этот регистр доступен для чтения со сторо
ны НВ. Последний, в зависимости от находящейся в регистре информации
выбирает тот или иной режим работы.
12.2. Антенный блок
В качестве антенны можно использовать [12.1] микрополосковук
(МПА), что обусловлено ее малой массой и габаритными размерами, пр,-
стотой изготовления и дешевизной. Микрополосковая антенна состоит из дву.
параллельных проводящих слоев, разделенных диэлектриком: нижний пров,-
Антенный блок 187
г-----------------------------------------------------
дящий слой является заземленной плоскостью, верхний — собственно излуча-
телем антенны. По форме излучатель может быть прямоугольником, эллипсом,
Пятиугольником и т.д.. Антенна рассчитывается для работы на низшей резо-
нансной моде, которая излучается в основном в верхнюю полусферу (в на-
правлении вертикальной оси). Микрополосковая антенна имеет ДН, обеспе-
чивающую всенаправленный прием сигналов правосторонней круговой поля-
ризации в верхней полусфере.
Типичные характеристики антенны (для рабочего диапа-
зона частот 1570 ... 1625 МГц):
Обеспечение работы в тракте с волновым
сопротивлением, Ом .................................... 50
Коэффициент стоячей волны КСВ .......................... не более 2
Коэффициент эллиптичности антенны в зените, дБ ......... не менее -3,5
Минимальное значение коэффициента усиления G
относительно изотропного излучателя с круговой
поляризацией в меридиональных сечениях (как
функция угла возвышения р ), дБ:
5° >р>0°................. —5 > G >-7,5
10° > р > 5°..................... G > -4,5
15° > р > 10° ................... G > -4,5
р>15° _............................ " G>-2
Предварительный усилитель ПУ должен работать в тракте с волновым
сопротивлением 50 Ом, иметь по входу и выходу КСВ < 2, обеспечивать в ра-
бочем диапазоне частот коэффициент усиления Ку » 30 дБ и коэффициент
шума Кш < 4 дБ.
Полосовой фильтр ПФ осуществляет фильтрацию сигналов в полосе час-
тот А/ = 60 МГц. Один из вариантов построения ПУ/ПФ приведен на
рис. 12.3.
Рис. 12.3. Схема предварительного усилителя/полосового фильтра
Такая схема со включением двух ПФ, имеющих потери до 2 дБ каждый,
после первого и второго усилительных каскадов позволяет реализовать мини-
мально возможный Кш и обеспечивает необходимую избирательность и ли-
нейность АУ в рабочей полосе частот при воздействии внеполосных помех.
При потерях в кабеле до 13 дБ, коэффициенте шума Кш S4 дБи коэф-
фициенте усиления Ку и 30 дБ, добавка шумов на входе ПУ/ПФ не превы-
шает 5 %. Потери на устройстве защиты входа Уз и двух фильтрах Ф1 и Ф2 не
» i i I : .
188 Глава 12. Аппаратура потреойтелей л
превосходит 5 дБ. Активные элементы У1, У2, УЗ должны обеспечивать сум-’
марный коэффициент усиления не менее 35 дБ.
Устройство защиты входа Уз может быть выполнено на полосковых pin- -•
диодах, выдерживающих входную мощность 1 Вт. При этом уровень проходя- *
щей мощности не будет превосходить единиц милливат, что не выведет из
строя вход ПУ. Потери на устройстве защиты не превышают 0,6 дБ.
В качестве фильтров Ф1 и Ф2 могут быть использованы полосовые
фильтры на встречных стержнях, имеющие потери -2 дБ. Установка двух ПФ
в схеме на рис. 12.3 обеспечивает необходимую полосу пропускания 60 Мгц
по уровню -3 дБ.
Соединение антенны со входом ПУ/ПФ осуществляется непосредственно
через проходной контактный штырек антенны. На выходе ПУ/ПФ имеется ра-
диочастотный соединитель, к которому подключается коаксиальный кабель,
соединяющий АБ с ПВ.
12.3. Приемник
Приемник является многоканальным устройством, в котором, как отме-
чалось выше, проводится аналоговое усиление сигналов, фильтрация и преоб-
разование частоты несущей сингалов НС (понижение частоты), а также преоб-
разование аналогового сигнала в цифровую форму. Так как в ГЛОНАСС сиг-
нал от каждого спутников имеет свою несущую частоту, то каждый канал дол-
жен быть настроен на частоту сигнала одного из НС и селектировать частоты
сигналов других НС. Схема такого приемника приведена на рис. 12.4.
В схеме использовано трехкратное понижение частоты сигналов НС (в
некоторых ПИ используется двухкратное понижение частоты). Первое пони-
Рис. 1Z.4. Схема приемника
1в9
жение частоты до уровня /пр1 =200 Мгц проводится в общем для всех приня-
тых сигналов смесителе CMq. После общего усиления и фильтрации сигналов
в усилителе промежуточной частоты УПЧц с полосой пропускания для совме-
щенного ПИ Д/уп0 и 60 МГц, сигнал поступает в N каналов, в каждом из ко-
торых проводится второе преобразование частоты (до значения /пр2 =40 МГц),
ориентированное на прием сигнала от конкретного НС. Полосу пропускания
канального УПЧ1 Л/уП. = 500кГц выбирают таким образом, чтобы выделялся
сигнал одного из НС и селектировались сигналы других НС. Третье пониже-
ние частоты проводят до уровня /пр3 = 4 МГц.
Опорные сигналы, поступающие на смесители, формируются синтезато-
ром частот из опорной частоты /оп опорного генератора ОГ. Управление ра-
ботой синтезатора частот осуществляется по сигналам, поступающим от на-
вигационного вычислителя. Опорный генератор — это устройство, во многом
определяющее качество работы присмоиндикатора в целом. От ОГ в значи-
тельной степени зависят такие параметры, как время получения первого от-
счета, точность определения координат потребителя, надежность ПИ, уровень
потребления энергии, масса и габариты аппаратуры.
Типичным представителем ОГ, использование которых соответствует
требованиям, предъявляемым к ПИ, является кварцевый генератор опорного
напряжения “Астра”, с характеристиками:
Габаритные размеры, мм ................................... 34x4x24
Питающее напряжение (при мощности <0,35 Вт), В ........... 12
Суммарная мощность, потребляемая во время включения, Вт... не более 0,35
Выходная мощность (при частоте 10 МГц), мВт .............. 350
Фазовые шумы (прн 10 Гц), дБГц ........................... 120
Относительная стабильность частоты ....................... 1 • 10-7
На выходе приемника аналоговые сигналы частоты /11рз = 4 МГц в ана-
лого-цифровых преобразователях (АЦП) преобразуются в цифровую форму.
12.4. Коррелятор
Коррелятор КОР в цифровой форме формирует отсчеты синфазных Ц-. ।
и квадратурных Сги составляющих в соответствии с дискретным аналогом
алгоритмов (6.6)
*
хи
Льи = - ^k,i}^lnfnifk.i +Vk.l} - (12.1)
/ = 1
Л'н
Qk>\ = Е/(Ц./)Л(Ц./ - +?с/)- (12.2)
190 Гл а в а 12. Аппаратура потребителей Я
где y(tk,i) — цифровые отсчеты сигнала с выхода АЦП в дискретные моменту!
времени tkJ = (KHTd)k + Tdi (Td=l/fd — шаг дискретизации по времени);!
-Tfc./) — модулирующая функция дальномерного кода; к — индекс, со- 1
ответствуюший моменту времени tk = (K„Td)k; К„ =Т„ /Td — число накапли- ।
ваемых отсчетов; xkt, <fk l — экстраполированные на момент времени tkt i
оценки задержки и фазы сигнала, которые определяются выражениями <
4,1 = 4 + 4^;
(12.3)
ФА/ — ФА , (12.4)
где хк, хк, <fk, <вдоп t — оценки задержки, скорости изменения задержки, фазы
и скорости изменения фазы соответственно в тактовые моменты времени fk.
Здесь и далее для простоты изложения рассматривается один канал обработки.
Как отмечалось в гл. 6, составляющие I и Q необходимо формировать
как в режиме поиска сигналов по частоте и задержке, так и в режиме слеже-
ния за этими параметрами. В режиме поиска сигналов данные составляющие
формируются в соответствии с (12.1), (12.2) при фиксированных значения
оценок т, <одоп на интервале анализа Та = KHTd, то в режиме слежения дан-
ные оценки меняются во времени. В режиме слежения необходимо сформиро-
вать дискриминаторы по фазе и задержке сигнала. Если для формирования
фазового дискриминатора (см. уравнения (6.16)) можно использовать квадра-
турные компоненты I и Q, описываемые (12.1), (12.2); то для дискриминато-
ра задержки сигнала, в соответствии с (6.15), (6.20), кроме этих составляющих
необходимо дополнительно сформировать смещенные на ±Дт / 2 составляю-
щие. Обычно полагают Дт = тэ, где тэ длительность элементарной посылки
дальномерного кода (для ГЛОНАСС тэ = 1/511 мс. Синфазную и квадратурную
составляющие, формируемые с опережением относительно опорного момента
времени, будем обозначать Ig, Qe (Е — early), а с запаздыванием — Ik, Q/
(L — late), и для них можно записать выражения, аналогичные (12.1), (12.2)
/je.A+1 = 1>('а/) Фи " + ! 2)cos(2’l/n3zA,/ + ФА/) : (12-5)
1=1
Кн
Оя.А+1 = ЕИ'а./) л(?А/ - 4,1 + 4/ 2)sin(2^n3Zjti, +ФА./); (12.6)
^12.5, Навигационный вычислитель 191
Ib.k+l = Zy^k.l^'k.l ~*к,1 ~тэ / 2)cos|2n/n3/jt/ +<pt,/); (12.7)
Ol.hi = - *k,i - тэ / 2)sin(24fn3/tt/ +Ф*,/). (12.8)
Схема коррелятора, реализующего алгоритмы (12.1)—(12.8), приведена
на рис. 12.5, где ЦГС — цифровой генератор сигнала; /ст = 1/тэ; Р— индекс
(Zp, Qp), используемый для идентификации опорного канала, в котором син-
фазная и квадратурная составляющие вычисляются в соответствии с (12.1),
(12.2); Д$ / Т„ — приращение фазы за один такт; Дг / Т„ — приращение за-
держки за один такт.
Принцип работы цифрового генератора сигнала ЦГС описан, например в
[12.2|. Генератор кода ГК вырабатывает дальномерный код (модулирующую
функцию ф/*. / - т*,/)) с длительность элементарного символа тэ =1/ /ст, на-
чало формирования которого сдвинуто на tj.(; 3-битовый регистр Рг сдвига
обеспечивает формирование опережающей f^tk i - , + тэ / 2) и запаздываю-
щей h(tkfl - - тэ / 21 опорных функций.
Накапливающий £ ____ [£
со сбросом_____
Накапливающий £
со сбросом
ЕН
Рис. 12.5. Схема коррелятора
Накапливающий £
со сбросом_____
Накапливающий £ 1 Qg
____со сбросом____j
Накапливающий £ ____ Qp
___со сбросом ]
Накапливающий £
со сбросом
12.5. Навигационный вычислитель
Навигационный вычислитель решает следующие задачи: цифровая обра-
ботка синфазной и квадратурной составляющих I, Q для решения задач по-
иска сигналов по задержке и частоте, а также слежения за фазой и задержкой
192 Г л а в a 12. Аппаратура потребителей^
сигнала (алгоритмы первичной обработки); преобразование радионавигацион-
ных параметров в навигационные (алгоритмы вторичной обработки); дсмоду.
линия навигационного сообщения; форматирование и дешифрация эфемерид- ;
ной информации; расчет прогнозируемых значений ошибок; накопление и
хранение альманаха.
Навигационному вычислителю переданы также диспетчерские функции
управления первичной обработкой, что необходимо из-за наличия многих
спутников в зоне видимости и возможности работы по всем или части НС. В
современных и перспективных ПИ, работающих по сигналам НС двух систем
ГЛОНАСС и GPS возникает дополнительная необходимость управления рабо-
той по двум системам.
Структурно (см. рис. 12.2) НВ включает два процессора: сигнальный и
навигационный. Типичная схема навигационного вычислителя приведена на
рис. 12.6. В качестве вычислительного ядра, например в навигационном про-
цессоре может использоваться микропроцессор (МП) KU8O386EX и арифмети-
ческий сопроцессор N80387SX, работающие на частоте 25 МГц (минимальные
требования). Возможно использование и более мощных процессоров 486, 586
и других серий. Сигнальный процессор значительно производительнее, чем
навигационный. Оперативное запоминающее устройство ОЗУ, объемом бо-
лее 128 К, может быть выполнено, например, на двух микросхемах
SRM2O1OO-7O. Постоянное запоминающее устройство ПЗУ, объемом 256 К,
может быть выполнено на микросхемах PA28F400BX (типа “флэш”).
Применение данного типа г-------— -------> >-------------।
памяти позволяет ВО время рабо- [ Два мп -- т—Сопроцессор j
ты ПИ организовывать режим за- ________
писи информации в ПЗУ, где Г ' ’
J U. J »• К интерфейсному
обеспечивается се хранение. i ~ 1 Г I ус-пюйстау
ПЗУ ОЗУ
Алгоритмы обработки сигналов и | ! | _ ]
информации в НВ будут рассмот-
рены в следующих двух разделах. Рис. 12.6. Структурная схема НВ
12.6. Алгоритмы первичной обработки информации в АП
Отсчеты синфазных и квадратурных составляющих IQp, Ip,Qp, Il,Qi. >
сформированные в корреляторе, через интерфейс поступают в навигационный
вычислитель для дальнейшей обработки. Приемоиндикатор работает в двух
основных режимах: поиска и обнаружения сигналов по частоте и задержке и
непрерывного слежения.
12.6.1. Алгоритм поиска и обнаружения
Общая идеология поиска и обнаружения сигналов описана в и. 6.2.1. Так
как в ПИ имеется несколько частотных каналов, то поиск сигналов для нес-
Алгоритмы первичной обработки информации в .ill ' 1 i>3
кольких спутников можно проводить параллельно. Процедура поиска сигнала
для каждого спутника заключается в последовательном просмотре возможных
значений задержек и доплеровских смещений частоты сигнала. Для СРНС
ГЛОНАСС диапазон доплеровских частот Д/пон =-5 ... +5 кГц, а значение
8/Чоп элементарной ячейки поиска определяется полосой захвата /\f3 системы
частотной автоподстройки и составляет примерно 8/доп = Д/, = 500 Гц. Число
анализируемых ячеек по частоте Nу = ДГдоп/8/доп = 20. Значение элементарной
ячейки поиска по задержке равно длительности тэ =1/511 мс элементарной
посылки, а число анализируемых ячеек равно числу элементов кодовой по-
следовательности дальномерного кода, т. е. Л\ =511. Таким образом общее
число анализируемых ячеек Аа = N= 10 220.
В режиме поиска используются квадратурные составляющие lp,Qp
(12.1.), (12.2), а задача обнаружения сигнала в элементарной ячейке поиска
решается в соответствии с алгоритмом [p+Qp>h, где h — порог, выбирае-
мый из условия обеспечения заданной вероятности правильного обнаружения.
Длительность интервала накопления сигнала Тн при анализе в одной
элементарной ячейке (число накапливаемых отсчетов в (12.1), (12.2)
Гн = ) составляет Тн и 1 ... 2 мс.
12.6.2. Алгоритм работы и схема слежения за фазой сигнала
Реализуемый в ПИ алгоритм слежения за фазой сигнала близок к опти-
мальному алгоритму (6.16) и отличается от него тем, что он дискретный, а не
непрерывный, и в нем используются постоянные коэффициенты усиления.
Другой особенностью практической реализации схем ФАП является использо-
вание различных типов дискриминаторов.
В одном из вариантов дискриминаторов вместо функции гиперболиче-
ского тангенса используется знаковая функция
sign(x) =
при х > 0;
при х < 0.
(12.9)
Эго обусловлено тем, что в реальных условиях ПИ работает при отно-
шениях сигнал/шум <7 2 = 30 ... 38 дБ Гц, когда выполняется условие
,. \1А . . , .. . •)., i [! при 9 = 0;
Jy(v) ^(v-tJcos (<.>ov + 4>) | ( нри 9 = 1,
где тс = 1 мс — длительность периода дальномерного кода.
194 Глав а 12. Аппаратура потребителей^
Для формирования выходных отсчетов дискриминатора используюг
синфазную и квадратурную составляющие 1р(к), Qp(k) (12.1), (12.2) с индек-
сом Р, накопление которых проводится на интервале времени Т„ = =
= I ... 2 мс, так что
{Р,к>1 = Е-к('*,/) ~^.')cos (2лЛз'с/ +?*,/); (12.10)
1--Л
Хн
QpjcA = Е^-') - T*')sin (2”/пЗ^^ (12.11)
С учетом (12.9), (12.11) уравнения , описывающие работу оптимальной
дискретной следящей ФАП, принимают вид
х<р,*Я = х<рЛ+1 + КФ Sign(/P fc+1) Одли; (12.12)
*Ф,Ы=ФфХфЛ’ (12.13)
где ч>£ = СфХф£, сф = | 1 0 0...0 |т (см. п. 6.2.2), а размерность определяется при-
нятой моделью изменения фазы (6.10)—(6.13); Кф — вектор-столбец коэффи-
циентов усиления; Фф— переходная матрица фильтра в контуре следящей
системы, которая также определяется моделью изменения фазы (6.10) —(6.13),
ХфЛ+1 — экстраполированная оценка.
Схема следящего кольца ФАП приведена на рис. 12.7.
Как следует из (12.12) и рис. 12.7 дискриминатор системы ФАП описы-
вается выражением
'W = QP.k гк * си h- приемника i ! г*! t.x г i л q х 1- *| х sinl.... 1 Ц1С ] (12.14) Ат(1) Дискриминатор кольца ФАП [' ' ” v"' 1р г “ ; _ ,1 Накапливающий L Г • >1 sign(/p): ; со сбросом | [ ; з ; - - ^Q,, * г | « 1*1 Накапливающий £ J * I—J ф -- I ; СО сбросом J 1 J : [ j | wnp3 [ * 1 U-J t . ... J
Рис. 12.7. Схема следящей ФЛП
12-6. Алгоритмы первичной обработки информации в АП
195
Применяют и другие типы дискриминаторов [7.8] табл. 12.1, где ампли-
туда А = yip + Qp
Таблица 12.1. Дискриминаторы систем ФАП
Алгоритм работы Зависимость ДХ от фазо- вой ошибки Общие свойства
sin(8<p) Близок к оптимальному при большом отношении сигиал/шум. Крутизна ДХ пропорциональна ампли- туде А . Минимальные вычислительные затраты.
ipQp sin(2&p) Близок к оптимальному при малом отношении сиг- нал/шум. Крутизна ДХ пропорциональна А2 . Уме- ренные вычислительные затраты.
Qp / lP tg(8<p) Субоптимален, ио имеет хорошие характеристики при большом и малом отношении сигнал/шум. Кру- тизна ДХ не зависит от амплитуды А . Большие вычислительные затраты и необходима проверка операции деления при ошибке ±90° (деление на ноль)
A rctg(C?p / Ip) 8ф Главный угол арктангенса. Оптимален в смысле оценок максимума функции правдоподобия (5.2. 5.3] при произвольном отношении сигнал/шум. Крутизна ДХ не зависит от амплитуды А . Наи- большие вычислительные затраты.
Дискриминационные ха-
рактеристики представленных
в табл. 12.1 дискриминаторов
приведены на рис. 12.8, где по
оси ординат значения отсчетов
ДХ приведены в угловой мере.
Следящая система ФЛП
(рис. 12.7) включает дискри-
минатор, фильтр и цифровой
генератор сигнала. Алгоритмы
и структуры фильтров, исполь-
(уемых в ФЛП будут подроб-
но описаны в и. 12.6.5.
Гис. 12.8. Дискриминационные характеристики
фазовых дискриминаторов
12.6.3. Алгоритм работы и схема
за задержкой сигнала
Следящая система за задержкой
ФЛН , включает дискриминатор, фильтр
слежения
(ССЗ) сигнала, также как и система
и генератор опорного сигнала (ГОС).
196 . Г л а в a 12. Аппяратуряпотребителе^jg
Оптимальный алгоритм фильтрации задержки сигнала в непрерывной'
времени приведен в гл. 6 (6.15). В ПИ используются дискретные алгоритму
фильтрации. <
Для формирования дискриминаторов ССЗ используют, как отмечалось
выше, опережающие и запаздывающие. квадратурные составляющие 1в(к),
QE(k),Ii(k),Qi(k) (12.5)—(12.8). Алгоритмы работы дискриминаторов ССЗ и их
краткая характеристика:
7^1+cl - + @1 —
JIe + Qe + <Й
(fE +&е)~(г1 +@1) —
крутизна ДХ (кривая 1 рис. 12.9) зависит от амплиту-
ды А; хорошие характеристики при модуле ошибке
слежения меиее 0,5тэ; большие вычислительные затра-
ты;
крутизна ДХ (кривая 2 рис. 12.9) не зависит от ам-
плитуды; хорошие характеристики при модуле ошибке
слежения менее 1>5тэ; наибольшие вычислительные
затраты;
крутизна ДХ (кривая 3 рис. 12.9) зависит от А? ; хо-
рошие характеристики при модуле ошибке слежения
менее 0^тэ; умеренные вычислительные затраты;
Це -1е)г£ + (Qe - Ql)Qp —
дискриминатор использует три типа квадратурных
компонент Еу-L, f~; Хорошиехарактеристики (кривая
4 рис. 12.9) при модуле ошибке слежения менее
0,5тэ; минимальные вычислительные затраты.
Наиболее часто применяют дискриминатор, соответствующий второй
строке, ввиду его независимости от амплитуды сигнала и широкого диапазона
возможных ошибок, не приводящих к срыву слежения.] Однако этот дискри-
минатор характеризуется большими вычислительными затратами. Уменьшения
этих затрат можно достигнуть, используя некоторые аппроксимации {7.8].
Дискретный алгоритм вычисления оценок задержки сигнала записывают
в виде
Рис. 12.9. Дискриминационные характеристики
дискриминаторов задержки сигнала
ХгЛ+1 = ФЛ.* > (12.15)
где Фт — переходная матрица
фильтра в контуре следящей
системы, которая определяется
моделью изменения задержки
сигнала.
Схема ССЗ с дискримина-
тором (имеющим ДХ, изобра-
женную кривой 2 на рис. 12.9)
приведена на рис. 12.10.
Рис. 12.10. Схема ССЗ
Структура и алгоритмы работы фильтра в контуре следящей системы будут
^рассмотрены в п. 12.6.5.
12.6.4. Алгоритм работы и схема системы
частотной автонодстройки
Система частотной автоподстройки используется налроме.жуточно.м эта-
пе при переходе из режима поиска сигнала по частоте к режиму непрерывного
слежения по фазе (см. § 6.2). Следящая ЧАП включает частотный дискримина-
тор и сглаживающий фильтр. В гл. 6 было показано (6.22)—(6.26), что частот-
ный дискриминатор ЧД можно сформировать из синфазной и квадратурной
^составляющих I, Q, сформированных для двух моментов времени tk. Ал-
горитмы работы частотных дискриминаторов и их краткая характеристика:
IP(k-\)Q(k)-IP(k)QP(k-l) -
[/ДЛ - 1)<2(Л) - IP(k)QP(k - 1)] х
х sign[/p(fc - IQ(fc) + IP(k)QP(k -1))|
arcte ie(k-l)QP(k)-IP(k)QP(k-l)
IP(k-\)Qp(k) + IP(k)QP(k-\)
близок к оптимальному при малом отношении
сигнал/шум; крутизна ДХ (см. рис. 6.3) зависит
от А2 ; минимальные вычислительные затраты;
близок к оптимальному при большом отио-
— шеиии сигнал/шум; крутизна ДХ зависит от
А2 ; умеренные вычислительные затраты;
полный угол арктангенса; оптимален в смыс-
ле максимума функции правдоподобия
[5.2,5.3] при произвольном отношении сиг-
нал/шум; крутизна ДХ ие зависит от ампли-
туды Л наибольшие вычислительные затраты.
В § 6.2 было показано, что для получения ширины апертуры частотного
дискриминатора Д/дОп=500Гц необходимо выбирать время накопления при
формировании квадратурных составляющих Гн = 1 мс.
198
Г л а в a 12. Аппаратура потребителей
Схема системы ЧАП приведена на рис. 12.11. Система ЧАП в устано-
вившемся режиме обеспечивает ошибку измерения доплеровского смещения
частоты менее 50 Гц, что позволяет системе ФАП захватить сигнал и перейти,
на устойчивое слежение за фазой сигнала.
Рис. 12.11. Схема ЧАП
12.6.5. Алгоритмы работы дискретных фильтров
в контуре следящих систем
В следящих системах ФАП, ЧАП и ССЗ могут Использоваться различные
типы фильтров [±2.4]. Наибольшее применение в ПИ СРНС-нолучили фильт-
ры второго и третьего порядков. Описание дискретных фильтров удобно да-
вать в сравнительном плане относительно соответствующих аналоговых
фильтров, так как работа последних физически более прозрачна. Поэтому бу-
дем придерживаться такого подхода.
Для аналоговых фильтров порядок фильтра определяется порядком диф-
ференциального уравнения, которым он описывается. Д^я дискретных фильт-
ров - порядком соответствующего разностного уравнения.
Дискретные ‘‘интеграторы”. В непрерывных следящих системах за под-
вижными объектами фильтры в контуре следящей системы строят, как прави-
ло, с использованием интеграторов, т. е. звеньев с операторным коэффициен-
К d
том передачи K(p) = —BSL, где р s ---оператор дифференцирования. Схема
р at
аналогового интегратора приведена на рис. 12.12, а. Она реализует операцию
Ан1,
х = р у и включает усилитель с коэффициентом усиления Кт и интегра-
тор с единичным коэффициентом усиления.
При построении дискретных фильтров аналоговый интегратор заме-
няют дискретным эквивалентом.
Известны различные схемы замены аналогового интегратора дискрет-
ным, что обусловлено различными схемами численного интегрирования [12.5].
Наиболее часто используют схемы дискретных интеграторов, приведенных
на рис.12.12, б —г. Здесь z~l обозначает задержку на один такт Т№ обработки.
6- Алгоритмы первично» обработки рнфорлации^в АЛ_
199
В схеме на рис. 12.12, б реали-
зуется дискретный алгоритм числен-
но го интегрирования
а)
хк ~ хк-1 + ТдсУк-i,
(12.16)
коэффициент передачи дискретного
интегратора (в смысле Z-преобразо-
ванця)
б)
(12.17)
Схема на рис. 12.11, в описыва-
ется разностным уравнением
«)
хк = Хк-Л + ГДС>Ч,
коэффициент передачи дискретного
интегратора
г)
Рис. 12.12. Схемы аналогового (а) и
дискретных (б—г) интег-
раторов
ад-И
(12.18)
а в схеме на рис. 12.11, г реализуется алгоритм численного интегрирования
хк = xk-i + Т№(Ук + Zt-i) / 2,
коэффициент передачи дискретного интегратора
*(<) =
Где Z + 1
2 Z — 1
(12.19)
Дискретный фильтр второго порядка. Аналоговый фильтр второго по-
рядка, используемый в следящих измерителях координат подвижных объектов,
имеет коэффициент передачи
р1 р \р
(12.20)
Г л а в а 12. Аппаратура потребителе.
200
И»П
где А"ф2 — коэффициент усилен.
б)
Рис. 12.13. Схема аналогового (а) и
дискретного (б) фильтров
второго порядка
фильтра; Гф — постоянная времени,
демпфирующего звена. Схема аналоге*]
вого фильтра приведена на рис.12.13, а.
Дискретный фильтр второго по-
рядка, соответствующий (12.20) при за-
мене аналогового интегратора соответ-
ствующим дискретным. Так, например,
используя дискретный интегратор с ко-
эффициентом передачи (12.17), полу-
чаем коэффициент передачи дискретно-
го фильтра второго порядка в виде
2^дс ( 7дс + 7
(12.21)
Структурная схема дискретного фильтра второго порядка с коэффи-
циентом передачи (12.21) приведена на рис. 12.13, б. Аналогично получаются
коэффициент передачи и структурная схема дискретного фильтра второго
порядка при использовании дискретного интегратора с коэффициентом пере-
дачи (12.19).
Дискретный фильтр третьего порядка. Коэффициент передачи аналого-
вого фильтра третьего порядка
+ О’Тфг) 1
К(р) =------------j----------
Р
(12.22)
где Кфз — коэффициент усиления фильтра; Гф!,Гф2 — постоянные времени.
Схема аналогового фильтра третьего порядка приведена на рис. 12.14, а.
Коэффициент передачи дискретного фильтра третьего порядка получает-
ся при подстановке в (12.22) вместо коэффициента передачи аналогового ин-
тегратора соответствующего коэффициента передачи дискретного интегратора.
Подставляя, например (12.17), получаем
г/_\ -^ФЗ^дс ( Где [Гдс |.т2 I
z_i L-iljTf
(12.23)
Схема дискретного фильтра, имеющего коэффициент передачи (12.23)
приведена на рис. 12.14, б.
Дискретные фильтры в контуре ФАП. Описанные в предыдущих разделах
фильтры второго и третьего порядка непосредственно могут быть реализова-
^12.6. Алгоритмы первичной обработки информации в АЛ
201
ны в оптимальной ФАП, опи-
сываемой уравнением (12.12).
гТогда для фильтра второго
порядка с коэффициентом пе-
редачи (12.21) переходная мат-
рица Фф и матрица коэффи-
циентов усиления Кф в урав-
нениях (12.12) имеют вид
б)
Рис. 12.14. Схемы аналогового (а) и дискретного
(б) фильтров третьего Порядка
^Ф1 _ Афг^дс^ф
^ф2 ^ф2^дс
(12.24)
шаг дискретной обработки следует положить равным Т№ = Тн.
При этом ЦГС должен между тактовыми моментами времени tk осу-
ществлять линейную экстраполяцию фазы в соответствии с алгоритмом
Ф*,< = *ik,i = *l,k + '2rf*2,lt > (12.25)
а в тактовые моменты времени, в соответствии с уравнением (12.12), коррек-
тировать фазу на величину .
В реальных системах делают несколько иначе. Цифровой генератор сиг-
нала управляется только “некоторой частотой” — “приращением оценки фа-
зы за шаг дискретизации”, которую обозначим как Д<о* = . Частота ЦГС
в момент времени
®k.i =o>np3 +®k +‘Td^k> (12.26)
где ДйЛ = (ф*и -$*)/Тн = x2k + ЛГф2?фИдфЛ . (12.27)
Таким образом, Ф в схеме на рис. 12.7 должен формировать оценку <5 в
соответствии с уравнением (12.27) совместно с уравнением для х2 *
*2Л+1 = х2,к + ЛГф2“д к+1 = *2Л + ^ф 2гн“д Jt+1 • (12.28)
Схема такого фильтра приведена на рис. 12.15.
202
Рис. 12. IS. Схема фильтра в контуре
ФАП второго порядка
Тдс
1
О
О
т
•дс
1
Кф =
*Ф1
АфЗ
Глава 12. Аппаратура потребителей -
Если в следящем контуре системы
ФАЛ необходимо использовать фильтр,
третьего порядка с коэффициентом
передачи (12.23), то при построении
оптимальной системы переходная мат-
рица Фф и матрица коэффициентов
усиления КфВ уравнениях (12.12) имеют
вид
ЯГ»2 'Т*
Аф37ф27дс
^фЗ^фЛс
^фЗ^дс
(12.29)
ф =
1
О
О
где, так же как и выше, следует положить Гдс = Тн. В оптимальной ФАП
третьего порядка экстраполяция фазы внутри тактового интервала длительно-
стью Тн в ЦГС должна осуществляться в соответствии с (12.26), а в тактовые
моменты времени необходимо осуществлять коррекцию фазы на величину
^»1“д<р,4+ь ГД6 определяется из (12.29).
На практике, как правило, используют алгоритм управления ЦГС в фор-
ме (12.26), в котором га определяется выражением
“ _ *2,4 + ^ф3^ф2ИДФ,* ’
дополнением уравнениями
*2,4+1 = *2,4 +Аф2Ид4+1 = *2,4 + Гн*3,4 + ^фЗ^ф^нИд 4 + 15
*3,4+1 = *3,4+-^<рЗ“д4+1 =*3,4 +^фЗ?н«д4+1-
(12.30)
(12.31)
Схема фильтра приведена на рис. 12.16.
Ряс. 12.16. Схема фильтра Ф в контуре
ФАП третьего порядка
Дискретные фильтры в
контуре ССЗ. В ССЗ сигнала
используется в основном
фильтр второго порядка с ко-
эффициентом передачи (12.21).
Для ССЗ справедливы те же по-
ложения, что и для ФАП, опи-
санные выше. При построении
оптимальной схемы необходи-
мо использовать уравнения
(12.15) с переходной матрицей
|Г12.6. Алгоритмы первичной обработки информации в АП 203
к
И матрицей коэффициентов усиления вида (12.24), а управление генератором
опорного сигнала осуществлять в режиме экстраполяции (12.25) внутри такто-
‘ вого интервала с коррекцией задержки в тактовые моменты времени.
При другом построении ССЗ, например как в схеме, рис. 12.10, управле-
ние генератором опорного сигнала осуществляется “приращением задержки за
такт”. Принимая для такого сигнала управления обозначение , можно за-
писать, аналогично (12.26)
у*., = Д?/Тн = ТНХ2Л + ^«дгл/Ги . (12.32)
(
Следовательно фильтр в контуре ССЗ имеет структуру, приведенную на
рис. 12.15.
Дискретные фильтры системы ЧАП. В следящей системе ЧАП на
рис. 12.11 используется фильтр второго порядка. Управление работой ЦГС
• осуществляется частотой
ю k,t - ю прЗ + доп к >
где йдоп* — оценка, формируемая указанным фильтром второго порядка.
Следовательно коэффициент передачи фильтра в контуре ЧАП описыва-
ется выражением (12.21) а его структурная схема приведена на рис. 12.13, б.
12.6.6. Выбор параметров дискретной следящей системы
Обобщенная структурная схема следящих систем ПИ. Выбор параметров
следящих систем (СлС) необходимо выбирать в результате анализа следящей
системы в целом, для чего ее необходимо представить в виде .обобщенной схе-
мы. В отличие от классических схем следящих систем, описанных в [12.3],
для следящих систем ПИ СРНС их удобно представить в виде, показанном
на рис. 12.17.
Дискриминатор следящей системы включает обобщенный коррелятор и
накопитель сигнала. На один
вход коррелятора поступают от-
счеты входного сигнала с шагом
временной дискретизации Td , на
другой вход — экстраполирован-
ная оценка фильтруемого пара-
метра А. = стх с тем же ша-
гом Td.
Выходные отсчеты корре- Рис. 12.17. Схема обобщенной следящей системы
204 Г л а в a 12. Аппаратура потребителей Д
лятора накапливаются (суммируются) на интервале времени Ти = и в|
тактовые моменты tk сформированные отсчеты и^к поступают на фильтр,!
который формирует с тактом Ти оценки х вектора состояния. I
Как следует из п. 12.6.5, в следящих системах возможно использование 1
различных экстраполяторов, что приводит к изменению свойств СлС, поэтому j
этот блок в схеме на рис. 12.17 выделен отдельно. Кроме стандартной опера-i
ции выделения информации о рассогласовании истинного значения отслежи-
ваемого параметра и его оценки, дискриминатор выполняет усреднение i
(накопление) выходных отсчетов коррелятора на интервале времени Тн . До-".
полнительное усреднение в контуре СлС также приводит к изменению ее
свойств.
С учетом отмеченных фактов для корректного анализа свойств СлС не
могут быть непосредственно использованы классические методы анализа дис-
кретных следящих систем [12.3]. Их необходимо незначительно модифициро-
вать.
Линеаризация дискриминатора следящей системы. Из рис. 12.17 следует,
что дискриминатор дискретной СлС состоит из двух блоков: коррелятора —
нелинейного безинерционного блока (НББ), выделяющего с шагом 7^ работы
АЦП сигнал, пропорциональный рассогласованию-истинного значения от-
слеживаемого параметра и его оценки, и накопителя (на интервале
Гн = КнТа ) — инерционного звена.
Процесс на выходе НББ в дискретные моменты времени tj =
= Т^) описывается соотношением
“HEBj = -Ajj + тц, (12.33)
где ГдДХу — среднее значений процесса на выходе НББ, которое явля-
ется функцией разности истинного значения Aj фильтруемого параметра и его
экстраполированной оценки Xj; цу — случайная составляющая выходного
процесса, имеющая нулевое математическое ожидания, и часто принимаемая
[12.3] в виде дискретного белого гауссовского шума с дисперсией .
Типичный вид функции ГдДАу-Ау). которую часто называют дискри-
минационной характеристикой (ДХ) дискриминатора [12.3], приведен на рис.
12.18. Дискриминационная характеристика имеет достаточно протяженный
линейный участок, на котором происходит основной устойчивый режим рабо-
ты следящей системы. Полагая, что ошибка слежения Aj - Aj мала и не вы-
ходит за пределы линейного участка ДХ, разложим в ряд функцию
^1X6. Алгоритмы первичной обработки информации в АП
205
(1234)
*
где 5Д j — крутизна ДХ.
Положим, что представление
(12.34) справедливо для каждого
момента времени tj = tky, i = 1, Кн ,
соответствующего интервала нако-
бления сигнала. Тогда, для накоп-
ленного отсчета на выходе дискри-
минатора можно записать
Рис. 12.18. Дискриминационная
характеристика
ид.к+1 = Fa^-'k - *4) + Hjt, (12.35)
где щ — флуктуационная составляющая суммарного отсчета; £д(Х* - Х*) —
регулярная составляющая, для которой, с учетом (12.34), справедливо линеа-
ризованное выражение
F^-'k~ -**)’ (12-36)
где
5д=Хн5дУ; (12.37)
1 *н 1 Ан~
Ъ-'к = 1^-k-lJ ; Ь'к = — •
Ан 1=1 Ан /=1
(12.38)
С учетом (12.35)—(12.38) эквивалентная структурная схема следящей
системы может быть представлена в виде, показанном на рис. 12.19, где
У* + 1 = Ч + ^k/sn
(12.39)
— эквивалентное входное воздействие, приведенное к эквивалентному Х'к
фильтруемому параметру, изменение кото-
рого описывается в тактовые моменты
времени tk; K(z) — коэффициент переда-
чи фильтра в контуре СлС; /Гэк(г) — коэф-
фициент передачи эквивалентного экстрапо-
лятора (с учетом (12.38).
Дискретную СлС на рис. 12.19 можно
анализировать известными методами [12.3].
Рис. 12.19. Эквивалентная струк-
турная схема
я
206 Г л а в а 12. Аппаратура потребителе*^
Эквивалентны* экстраполятор. При использовании оптимального* изме-
ригеля экстраполяция оценки информационного процесса осуществляется в
соответствии с алгоритмом (12.25), поэтому для эквивалентной экстраполиро-;
ванной оценки (12.38) справедливо выражение
^'к = ^к-l +ЬТн^к-1’
где
М*н +1)/2/Гн.
(12.40)
(12-41)
При КИ » 1 получаем b « 0,5 .
В следящих измерителях (см. рис. 12.7, 12.10) используется другой тип
экстраполятора (12.26), (12.27). Однако можно показать [12.5], что и для него
эквивалентный экстраполятор приводится к аналогичному выражению (12.40)
с тем же коэффициентом b (12.41).
Выбор параметров следящей системы второго порядка. Основными харак-
теристиками следящих систем являются: устойчивость, порядок астатизма,
шумовая полоса пропускания, динамическая ошибка в установившемся режи-
ме, флуктуационная ошибка.
Сразу отметим, что все рассматриваемые ниже следящие системы имеют
астатизм второго порядка, поэтому они имеют в установившемся режиме
[12.3] нулевые динамические ошибки при постоянном и линейно меняющемся
процессе Х(/) и отличную от нуля постоянную ошибку при изменении Ц/) по
квадратичному закону.
Сводка основных характеристик СлС второго порядка приведена в
табл. 12.2, где СлС Н — непрерывная следящая система, т. е. система, рабо-
тающая в непрерывном времени; СлС ДО — классическая дискретная следящая
система без накопления процесса на выходе дискриминатора, работающая с
шагом Тдс = ТИ; СлС Д1 — оптимальная дискретная следящая система с накоп-
лением процесса на выходе дискриминатора и с экстраполятором типа (12.25);
СлС Д2 — дискретная следящая система с накоплением и экстраполятором
типа (12.26), (12.27).
В выражении для шумовой полосы пропускания СлС Д2 в числителе
второго сомножителя опущены слагаемые порядка т£. и Т^., слабо влияющие
на значение шумовой полосы, в выражении для динамической ошибки в уста-
новившемся режиме а — абсолютное значение второй производной в описа-
нии входного воздействия Ц/).
Термин оптимальный здесь используется условно. Действительно оптимальный изме-
ритель с накоплением (группированием) наблюдений [12.20] должен реализовывать
весовое накопление с оптимальными весами.
Kfr2»6. Алгоритмы первичной обработки информации в АЛ
207
F Таблица 12.2. Характеристики следящих систем второго порядка
Характеристика
Тип LJL Устойчивость Шумовая полоса пропускания Z/m Динами- ческая ошибка
н >0. Тф >0 1 + Krf 47ф а
ДО *Гс>0, 7ф >0 К 4 Aq < 1 1 Тда(27ф + Т№) 1 2 + 2<r0Tj - З^ГфТда 27ф 4 - 2К„ТфТх - КД* а
Д1 К>0, Тф>7’да(1-4) * Tw(27i + Тж) 1 2(Тф + 7’дс(4-1))Х 2 + 2<r07j - З^ТфГ„ + ЛГ07^(1 - b) 4-2*Г07ф7’да-*Г„7’2(2*-1) а К'
Д2 К„>0, тф >тк Ко< М4Г*(1-*)+7’«) I 2(7ф + 7дс(1+ЛГ0Гф2)(Л-|)) Х 2 + 2<Г07ф2 « + 2ЛГ^ГЖ(1 - Ь} 4 - 2*Г„Тф7’ю(2Л - 1) - KTl(2b - 1) а К'
Уравнения, описывающие приведенные в табл. 12.2 следящие системы,
имеют следующий вид:
непрерывная система СлС Н
= *2 + *i н(Я0 - *i); = ^2н(Л0 - *i);
X = xj; Х1н = Х07ф; Х2Н = Х0,
где Ко = SnK$2 — коэффициент усиления следящей системы; 5Д — крутизна
ДХ (12.37); Хф2, 7ф — параметры фильтра второго порядка (12.20);
дискретная система Сл С ДО
k*+i=*i,*+i; Ь*+1 = *1,*+ь
*!,* + ! = *1,* + Тдс*2,* + Х\(ук11 - ; *!,* + ! = Xi k + ГдсХг,* ;
*2,Ы - *2.* + - *1^+1) ; Ki = ХоТфТдс ; К2 = КОТХ ;
208 Глава 12. Аппаратур» потребителей^
дискретная система СлС ПЛ
* •*+! = *!,*+!> = *1,*+Ь *!,*+! = *1,* + *?ДС*2,* ;
+ l = *l,k + Тдс*2,* + А1(у*+1 -Х1,* + 1);
* 2Л+1 = *2, к + ^2(У*+1 _ *1Л+1) !
дискретная система СлС Д2
* -к + 1 = *!,* + !; b-k + i = *!,* + !; *!,* + ! = *l,Jt + ЬТц/г^Хк i
* M+i = *i,* + ГдсХз,*; *2,*+i = *2,к + - Х1,*+1);
* 3,* + 1 = *2,* + 1 +^l(i’*+l ~ *1,4+1) / ^дс •
Как следует из табл. 12,X при используемом темпе дискретной фильтра-
ции к 1 ... 5 мс шумовые полосы всех следящих систем достаточно близки,
и, в первом приближении, можно пользоваться более простой формулой для
аналоговой СлС. Накопление отсчетов на выходе дискриминатора на тех же
интервалах ТИ = Гдс ... 5 мс так же слабо влияет на характеристики следя-
щих систем. Следящие системы с оптимальной экстраполяцией (12.25) имеют
лучшие характеристики, чем используемые на практике, более простые с точ-
ки зрения реализации, СлС с экстраполятором типа (12.38).
Конкретные значения параметров следящих систем за фазой, частотой и
задержкой сигнала выбирают на основе приведенных соотношений в зависи-
мости от действующих на следящую систему динамических возмущений и
входного отношения сигнал/шум (значение обобщенного параметра Ко?ф час'
то полагают равным примерно 1,5). Данные характеристики могут существенно
различаться в зависимости от конкретных приложений, например, для приме-
нений ПИ в области геодезии, характерно отсутствие значительных динамиче-
ских возмущений, что позволяет выбирать узкую полосу пропускания СлС,
снижая тем самым флуктуационные ошибки. Авиационные ПИ могут работать
в условия существенных динамических возмущений, обусловленных маневри-
рованием ЛА, что приводит к необходимости расширять полосу пропускания
СлС.
Выбор параметров следящей системы третьего порядка. Сводка основных
соотношений, характеризующих следящие системы третьего порядка приведе-
Ии&6. Алгоритмы первичной обработки информации в АЛ 209
Цдя в табл. 12.3. Типы следящих систем те же, что и в предыдущем разделе,
ьдоичем все они обладают астатизмом третьего порядка. Это приводит наличию
Кгличной от нуля.динамической ошибки слежения в установившемся режиме
Ещшь при кубичном изменении отслеживаемого процесса, т. е. Х(/) = cP .
i
; Таблица 12.3. Характеристики следящих систем третьего порядка
Тип СлС Характеристика 8
Устойчивость Шумовая полоса пропуска- ния Д/ш Динами- I ческая 1 ошибка 1
Н 7*1 >0, Т’ф2>0 ^>~Г •фИф2 А - 1) ' В С I ^0 I
ДО Tv>TK/2, Тф2>Тю/2 ъ > Т L 'фНф2 2К-КОТФ1ТК(ЗК^1Т^^2') ^2-К0^гТк) с I *0 1
Д1 Гф1>Тю(М-4),Гф2>7с+в/2 С= 7^(4Ь - 3) , D = 47’ф1Твс(1 - д) Р > 1 1 2(Т^Тк(Ь-1))" 2А-А0Гф1Гдс(зА0Гф1Гфг2 + 2) С 1 I
В таблице в выражениях для устойчивости и шумовой полосы пропус-
кания дискретных СлС опушены слагаемые ТдС и более высоких порядков,
слабо влияющие на характеристики при используемых на практике временах
дискретной обработки.
Линеаризованные уравнения, описывающие работу приведенных в
табл. 12.3 следящих систем третьего порядка, имеют следующий вид:
непрерывная система СлС Н
77 = *2 + ^1н(Я0 - *i);
г 7^- = *з +
77 = *зн(Я0-*1); * = *i;
^2н = А\)7фь ^зн = *о.
210 Г л аз а 12. Аппарату№*
потребителей
где ^о=^5дЛфЗ --коэффициент усиления следящей системы; Л’д ---крутизн!
ДХ (12.37); Хфз, Тф!, Тф2 — параметры фильтра третьего порядка (1222);
дискретная система СлСНО
^к И = *ЦЫ ; + 1 = XlJt + l; =" Тлс*2,* ;
*\,к + Т;ц:*2,к + ^1(УкИ -*1Л+1); *4 = ^О^ф^ф^’дс J
* 2,* + 1 = *2,к + 7дс*3,* + ^з(Ук +1 - *1/11 + 1) i %2 = ^О^ф^дс !
^3,к+1 = *3.* + ^з(й+1 “ ЧЪ1) ! *3 = ^оТдо ;
дискретная система СлС ПА
^* + 1=х1,*+Ь ^Л+1 = *1Л+ь х1,*+1 = *l,Jt + ^де*2,* 1
* 1,*+1 = *1.к + 7дс*2,* + ^1(зТ + 1 ~*1,* + 1);
* 2,t + l = *2,к + Здо*3,4 + ^(i't+l - *!/* + !) J
у
* 3,*+1 = ^3,к +^з(>4<.1 - *1.*»1) ;
дискретная система СлС Til
Л -*«-1 =*!,* + ! J ^-* + 1 = *|,* + Ь -*!.*11 = \к +ЬТ№хз к ;
* !,* + ! = Х\,к +7дс*3,к ; *2Л + 1 = ^2,к + ТК-Х^ + Х2(у* + 1 - Х],**])!
^3,* + 1 = *2,* + 1 + ^1(14 + 1 -*!,*+!)/Тдс J *4Л+1 = *4,* + ^з(Л+1 ~ *l,*tl)-
Как отмечалось в п. 12.6.5, фильтры третьего порядка используются в
системах ФАП. Недостаток таких фильтров — возможная неустойчивость ра-
боты. Типичные значения параметров фильтра [7.8]: Хо = 12079,214 с’3;
7ф] = 0,048 с; Тф2 = 0,0675 с; Д/ш = 18 Гц.
' 12.7- Алгоритмы вторичной обработки информации, в АЛ
211
МНВ
12.6.7. Алгоритм выделения навигационного сообщения
Данный алгоритм является дискретным аналогом непрерывного алгорит-
ма (6.17), т.е.
S*+1 = sign(//>iJt+1),
(12.42)
где /рд+i определяется выражением (12.10).
12.7. Алгоритмы вторичной обработки информации в АП
На этапе вторичной обработки информации осуществляется:
определение координат и, в случае необходимости, вектора скорости
потребителя в результате решения навигационных уравнений см. гл.6);
демодуляция навигационного сообщения;
форматирование и дешифрация эфемеридной информации и др.
12.7.1. Демодуляция навигационного сообщения
На выходе блока оценки навигационного сообщения, работающего в со-
ответствии с алгоритмом (12.42), формируется непрерывный поток символов
навигационного сообщения, модулированный меандровым колебанием кодом
и скаженный шумами. Для выделения навигационного сообщения необходимо
сгладить шумы, синхронизировать принятый поток цифровой информации и
снять модуляцию бидвоичным кодом. Данные преобразования иллюстрируются
схемой, приведенной рис. 12.20.
Блок 1 выделения импульсов тактовой частоты /мк бидвоичного кода по
информации о моментах смены полярности поступающих символов осуществ-
ляет символьную синхронизацию и выделяет импульсы символьной частоты
бидвоичного кода 100 Гц, синхронные с границами десятимиллисекундных
символов. Эти импульсы с выхода
блока/ поступают на вторые вхо-
ды блока 2 выделения кода метки
времени и блока 3 выделения
бидвоичного кода. Они использу-
инотся для определения десятимил-
лисекундных интервалов накоп-
ления (интегрирования) отдель-
ных символов, искаженных шу-
мом, которые поступают на пер-
вые входы этих блоков.
В блоке 2 поступающие
Нис. 12.20. Схема блока демодуляции нави-
гационного сообщения
212 Гл а в а 12. Аппаратура потребителем
символы после сглаживания шумов подвергаются согласованной фильтращЛ
кода метки времени (см. § 9.3). В результате выполнения этой операции выдсЯ
ляется импульс, синхронный с задним фронтом последнего тридцатого симвй!
ла кода метки времени и совпадающий с двухсекундной меткой. Я
Импульс метки времени с выхода блока 2 в качестве синхронизирующего
импульса поступает на вторые входы генератора меандра 4 и блока 6 выделеЛ
ния импульсов частоты /си = 50 Гц навигационного сообщения, на первые!
входы которых поступают импульсы символьной частоты бидвоичного кош
100 Гц с выхода блока 1. Генератор 4 из импульсов частоты 100 Гц вырабаты-1
вает меандровое колебание той же частоты, а блок 6 формирует импульсц;
символьной частоты навигационных данных 50 Гц. j
Меандровое колебание с выхода блока 4 поступает на второй вход сум-1
матора 5 по mod 2, на первый вход которого поступают десятимиллисекундные
символы бидвоичного кода после их сглаживания в блоке 3 выделения бидво-
ичного кода. В сумматоре 5 в результате сложения по mod 2 символов бидво-
ичного кода и меандрового колебания осуществляется восстановление двоич-
ных символов навигационных данных. Эти символы для дополнительного
сглаживания поступают в блок 7 выделения символов навигационных данных.
Фиксация интервалов сглаживания (интегрирования), равных 20 мс. Осущест-
вля