Супутникові системи навігації GPS і ГЛОНАСС

Ростовський державний будівельний університет

Кафедра Прикладної Геодезії

Супутникові системи навігації GPS і ГЛОНАСС

Виконав: студ гр. ПГ-579 Веремчук Р. У

Перевірив: Яковлев В. А

Ростов-на-Дону

2004

Введення

У грудні 1976 р. було прийнято Постанову ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР "Про розгортання Єдиної космічної навігаційної системи ГЛОНАСС (Глобальна навігаційна супутникова система)". Ця постанова по суті лише узаконило вже почалися роботи зі створення нової системи та визначено порядок її розробки і випробувань. Технічні пропозиції щодо системи ГЛОНАСС в складі КА 11Ф654 "Ураган" були розроблені в красноярському НВО прикладної механіки (НУО ПМ) на початку 1976 р. і розглянуті міжвідомчою комісією у серпні того ж року. Система ГЛОНАСС представляє друге покоління вітчизняних супутникових навігаційних систем. Створення цієї навігаційної системи було зумовлене потребами нових потенційних споживачів, які потребували високоточної прив'язці свого становища в часі і просторі. В якості таких споживачів виступали авіація, морський флот, наземні транспортні засоби, космічні апарати, а також спеціальні бойові комплекси (зокрема, мобільні МБР середньої і великої дальності). Широке увагу до супутникової навігації привернула успішна експлуатація низькоорбітальних навігаційних супутникових систем морськими споживачами. У 1976 р. на озброєння Радянської Армії була прийнята навігаційно-зв'язкова система "Циклон-Б" у складі шести космічних апаратів "Парус", що обертаються на приполярних орбітах заввишки 1000 км. Через три роки була здана в експлуатацію супутникова радіонавігаційна система (СРНС) "Цикада" у складі чотирьох КА на орбітах того ж класу, що і у КА "Парус". І якщо перша система використовувалася виключно в інтересах МО СРСР, то друга призначалася, головним чином, для навігації цивільних морських судів. Оснащення супутникової навігаційної апаратурою судів торгового флоту виявилося дуже вигідним, оскільки завдяки підвищенню точності судноводіння вдавалося настільки заощадити час плавання та паливо, що бортова апаратура споживача окупала себе після першого ж року експлуатації. У ході випробувань цих і що передувала їм системи "Циклон" було встановлено, що похибка визначення місцезнаходження рухомого судна по навігаційних сигналів цих супутників становить 250 ... 300 м. З'ясувалося також, що основний внесок у похибка навігаційних визначень вносять похибки переданих супутникам власних ефемерід, які розраховуються і закладаються на борт КА засобами наземного комплексу управління (НКП). З метою підвищення точності визначення та прогнозування параметрів орбіт навігаційних супутників була відпрацьована спеціальна схема проведення вимірів параметрів орбіт засобами НКУ, розроблені більш точні методики прогнозування. Для виявлення локальних особливостей гравітаційного поля Землі, які мають вплив на обрані орбіти навігаційних КА (НКА), на такі ж орбіти були запущені спеціальні геодезичні супутники "Космос-842" і "Космос-911". Комплекс вжитих заходів дозволив уточнити координати вимірювальних засобів і обчислити параметри согласующей моделі гравітаційного поля, призначеної спеціально визначення і прогнозування параметрів руху НКА. У результаті точність що передаються у складі навігаційного сигналу власних ефемерид підвищили на лад, так що їх похибка на інтервалі добового прогнозу не перевищувала 70 ... 80 м. Як наслідок, похибка визначення морськими судами свого місцеположення зменшилася до 80 ... 100 м .

Однак виконати вимоги всіх потенційних класів нових споживачів низькоорбітальні системи не могли через принципів, закладених в основу їх побудови. Так, якщо для нерухомих споживачів, що мають двоканальну приймальну апаратуру, похибка визначення місцеположення вдалося знизити до 32 м (дані для американської СРНС "Транзит"), то при русі похибки відразу ж починають зростати через неточності числення шляху - низькоорбітальні СРНС не дозволяли визначати швидкість руху. Більш того, по одержуваних вимірам можна визначити тільки дві просторові координати. Другим недоліком низькоорбітальних систем була відсутність глобальності покриття, оскільки, наприклад, на екваторі супутники проходили через зону видимості споживача в середньому через 1.5 години, що допускає проведення тільки дискретних навігаційних сеансів. Нарешті, через використання в сеансі лише одного НКА тривалість вимірів може доходити до 10 ... 16 хв. Велика тривалість сеансів і значні інтервали між ними роблять неминучим застосування спеціальних заходів для числення шляху. При цьому помилки числення і обмежують точність місцевизначення. Тим не менше була випробувана літакова апаратура стосовно до сигналів як системи "Транзит", так і "Цикада". При цьому підтвердилося, що похибка визначення місцеположення слабо залежить від маневрів літака і дійсно визначається переважно похибками знання шляхової швидкості, не виходячи за межі 1.8 км.

СРНС другого покоління спочатку проектувалися як системи, яким всі перераховані недоліки не властиві. Головною вимогою при проектуванні було забезпечення споживачеві в будь-який момент часу можливості визначення трьох просторових координат, вектора швидкості і точного часу, що досягається шляхом одночасного прийому сигналів від як мінімум чотирьох НКА. У кінцевому підсумку, це призвело до реалізації важливої ​​технічної ідеї - координації просторового положення НКА на орбітах і координації за часом випромінюваних супутниками сигналів. Координація руху всіх НКА додає системі мережеві властивості, яких вона позбавляється за відсутності корекції положення НКА.

Як орбіт для нової системи спочатку були обрані середньовисокі (20000 км) півдобові орбіти, які забезпечували оптимальне співвідношення між кількістю КА в системі і величиною зони радіообзора. Однак згодом висота робочої орбіти була зменшена до 19100 км. Це було зроблено виходячи з того, що для КА, що мають період обертання, рівний половині доби, проявляється резонансний ефект впливу певних гармонік геопотенциала, що приводить до досить швидкому "руйнування" заданого відносного положення НКА і конфігурації системи в цілому. Очевидно, що в цьому випадку для підтримки системи довелося б частіше проводити корекції орбіти кожного КА. При обраної висоті орбіти для гарантованої видимості споживачем не менше чотирьох супутників їх кількість в системі має становити 18, проте воно було збільшено до 24-х з метою підвищення точності визначення власних координат і швидкості споживача шляхом надання йому можливості вибору з числа видимих ​​супутників четвірки, що забезпечує найвищу точність. Слід зазначити, що в даний час це вимога втратило актуальність, оскільки сучасна стандартна навігаційна апаратура споживача (НАП) має можливість приймати сигнали від 8 до 12 НКА в зоні радіовидимості одночасно, що дозволяє не піклуватися про вибір оптимальної четвірки, а просто обробляти всі прийняті вимірювання .

Однією з головних проблем створення СРНС, що забезпечує беззапросние навігаційні визначення одночасно по декількох супутниках, є проблема взаємної синхронізації супутникових шкал часу з точністю до мільярдних часток секунди (наносекунд, нс), оскільки розсинхронізація випромінюваних супутниками навігаційних сигналів всього в 10 нс викликає додаткову похибка у визначенні місця розташування споживача до 10 ... 15 м. Для вирішення завдання високоточної синхронізації бортових шкал часу потрібна установка на супутниках високостабільних цезієвого стандартів частоти і наземного водневого стандарту (на порядок більш стабільного), а також створення наземних засобів порівняння шкал з похибкою 3 ... 5 нс.

У 1977-78 рр.. в НВО ПМ проводилося ескізне проектування системи, матеріали якого були схвалені у вересні 1978 р. міжвідомчою комісією під головуванням генерал-майора І. В. Мещерякова. Тактико-технічне завдання (ТТЗ) на систему ГЛОНАСС було погоджено з головнокомандуючими всіх видів Збройних Сил та міністерствами: Мінобщемаша, Мінрадіопрому, Мінавіапрому, Міноборонпромом, Минморфлотом, Мінрибгоспом, Мінсуднпрому і Міністерством цивільної авіації. У листопаді 1978 р. ТТЗ було затверджено Міністром оборони СРСР.

Однак на той час з-за занадто довгого періоду узгодження завдання були зірвані початкові терміни з розгортання системи. Тому 29 серпня 1979 по ГЛОНАСС вийшла нова Постанова ЦК і РМ. У ньому були встановлені наступні терміни виконання робіт по системі:

- Початок льотних випробувань і створення системи з 4-6 КА "Ураган" для перевірки основних принципів і технічних характеристик -1981 рік;

- Створення системи з 10-12 КА "Ураган" (у двох орбітальних робочих площинах) і здача її на озброєння в складі і з тактико-технічними характеристиками за погодженням між Міноборони, Мінобщемаша і Мінрадіопрому - 1984 рік;

- Дооснащення системи до 24 КА - 1987 рік.

Основними розробниками системи в Постанові були визначені:

- НВО ПМ Мінобщемаша - по системі в цілому;

- ВО "Радіоприлад" (нині РНИИ КП) Мінобщемаша - з наземного комплексу управління, бортовому радіотехнічному комплексу, апаратурі споживачів;

- ЛНРТІ (нині РИРВ) Мінрадіопрому - за навігаційно-тимчасового комплексу.

Однак і ці порядок і строки довелося ще раз уточнити в липні 1981 р. У новому Постанові ЦК і РМ терміном початку розгортання системи був названий 1982

Льотні випробування системи ГЛОНАСС були розпочаті 12 жовтня 1982 запуском першого КА 11Ф654 "Ураган" N11л і двох габаритно-вагових макетів 11Ф654ГВМ. Потім у наступних шести запусках на орбіту виводилися за два штатні КА і одному ГВМ. Це було пов'язано з неготовністю електронної апаратури супутників. Лише з восьмого запуску в рамках розгортання системи ГЛОНАСС (16 вересня 1986 р.) на орбіту були виведені відразу три штатних КА. Двічі (10 січня і 31 травня 1989 р.) разом з двома КА "Ураган" на орбіту виводилися пасивні геодезичні КА ПКА "Еталон", що використовуються для уточнення параметрів гравітаційного поля і його впливу на орбіти КА "Ураган".

Для відпрацювання навігаційної апаратури були виготовлені базові комплекти по шість штук кожного найменування для ВПС, ВМФ, СВ, МГА, ММФ і РВСН. Всього для льотних випробувань було виділено 22 космічних апарати (9-10 запусків). Це число КА було витрачено до 16 вересня 1987 Проте до цього моменту система не була розгорнута навіть для обмеженого використання (12 КА в двох площинах). Лише після запуску 4 квітня 1991 у складі ГЛОНАСС виявилося одночасно 12 працездатних КА.

24 вересня 1993 перша черга системи ГЛОНАСС була прийнята на озброєння. З цього моменту стали проводитися запуски КА в третю орбітальну площину. 14 грудня 1995 після 27-го запуску "Протона-К" з "Ураганами" розгортання штатної конфігурації системи ГЛОНАСС було завершено. Всього з жовтня 1982 р. по грудень 1998 р. на орбіту було виведено 74 КА "Ураган" і вісім його габаритно-вагових макетів (ГВМ). За час розгортання системи шість "Ураганів" опинилися на нерозрахованих орбітах через відмови розгінного блоку 11С861. За оцінками, проведеними в 1997 р., на розгортання системи було витрачено майже 2.5 млрд $.

Основні принципи роботи системи ГЛОНАСС

Супутники системи ГЛОНАСС безперервно випромінюють навігаційні сигнали двох типів: навігаційний сигнал стандартної точності (СТ) в діапазоні L1 (1,6 ГГц) і навігаційний сигнал високої точності (ОТ) в діапазонах L1 і L2 (1,2 ГГц). Інформація, яку надає навігаційним сигналом СТ, доступна всім споживачам на постійній і глобальній основі і забезпечує, при використанні приймачів ГЛОНАСС можливість визначення:

• горизонтальних координат з точністю 50-70 м (ймовірність 99,7%);

• вертикальних координат з точністю 70 м (ймовірність 99,7%);

• складових вектора швидкості з точністю 15 см / с (ймовірність 99,7%)

• точного часу з точністю 0,7 мкс (ймовірність 99,7%).

Ці точності можна значно поліпшити, якщо використовувати диференційний метод навігації та / або додаткові спеціальні методи вимірювань.

Сигнал ВТ призначений, в основному, для споживачів МО РФ, і його несанкціоноване використання не рекомендується. Питання про надання сигналу ВТ цивільним споживачам знаходиться в стадії розгляду.

Для визначення просторових координат і точного часу потрібно прийняти і обробити навігаційні сигнали не менш ніж від 4-х супутників ГЛОНАСС. При прийомі навігаційних радіосигналів ГЛОНАСС приймач, використовуючи відомі радіотехнічні методи, вимірює дальності до видимих ​​супутників та вимірює швидкості їх руху.

Одночасно з проведенням вимірювань у приймальнику виконується автоматична обробка містяться в кожному навігаційному радіосигнали міток часу і цифрової інформації. Цифрова інформація описує положення даного супутника в просторі і часі (ефемериди) щодо єдиної для системи шкали часу і в геоцентричної пов'язаної декартовій системі координат. Крім того, цифрова інформація описує положення інших супутників системи (альманах) у вигляді кеплеровском елементів їх орбіт і містить деякі інші параметри. Результати вимірювань і прийнята цифрова інформація є вихідними даними для рішення навігаційної завдання з визначення координат і параметрів руху. Навігаційна завдання вирішується автоматично в обчислювальному пристрої приймача, при цьому використовується відомий метод найменших квадратів. У результаті рішення визначаються три координати місця розташування споживача, швидкість його руху і здійснюється прив'язка шкали часу споживача до високоточної шкалою координованого всесвітнього часу (UTC).

Радіонавігаційне полі

Навігаційні радіосигнали, випромінювані штатними НКА, утворюють радіонавігаційне поле в навколоземному просторі.

У СРНС ГЛОНАСС кожен штатний НКА випромінює навігаційні радіосигнали 1600 МГц і 1250 МГц у бік Землі за допомогою передавальних антен, робоча частина діаграми спрямованості (ДН) яких має ширину 2   = 38  і "висвітлює" диск Землі з надлишком до висоти h ₀ над поверхнею.

Робочу частину ДН можна представити у вигляді конусного радіопроменя з кутом 2  ₀ при вершині. Очевидно, що

sin  ₀ = (h ₀ + r) / (H + r),

де r = 6400 км  радіус Землі; H = 19100 км  висота орбіти НКА.

Підставивши  ₀ = 19 , отримаємо h ₀ = 2000 км.

При повній ОГ (24 штатних НКА) радіонавігаційне поле на висотах h  h ₀ = 2000 км безперервно в просторі, тобто споживач у будь-якій точці цього простору "освітлюється" радиолучами не менше ніж від чотирьох НКА, що утворюють по відношенню до нього задовільний по геометричному фактору сузір'я для оперативного автономного визначення координат і вектора швидкості.

На висотах h  h ₀ радіонавігаційне поле стає дискретним у просторі. Космічні об'єкти на висотах h _{0 } h _ H "висвітлено" радиолучами від необхідного для оперативної навігації сузір'я (не менше чотирьох НКА, включаючи НКА нижче місцевого горизонту) не скрізь, а тільки при знаходженні в певних областях простору.

Космічні об'єкти на висотах h  H (наприклад, на геостаціонарній орбіті) будуть "висвітлено" на деяких ділянках своєї орбіти радіопроменем від одного або двох НКА (при повній ОГ), і НАП може не оперативно визначити орбіту космічного об'єкта на основі обробки результатів прийому навігаційних радіосигналів на "висвітлених" ділянках орбіти.

Обмежимося розглядом безперервного радіонавігаційного поля (h  h _0). Основною характеристикою радіонавігаційного поля для наземного споживача є потужності навігаційного сигналу від околозенітная і прігорізонтного НКА на виході "стандартної" прийомної антени (без обліку відбиттів від поверхні Землі):

P ₀ = P _п G () G ₀ ()  ² / (4  R) ^2,

де P _{п } потужність випромінювання передавача; G ()  коефіцієнт спрямованості передавальної антени (з урахуванням втрат в АФУ) у напрямку  на приймальну антену; G ₀ ()  коефіцієнт спрямованості "стандартної" прийомної антени у напрямку  на передавальну антену ;   довжина хвилі несучого коливання радіосигналу; R  дальність від приймальної антени до передавальної антени.

У системі ГЛОНАСС передавальні антени для навігаційних радіосигналів на НКА мають кругову праву поляризацію випромінювання.

Коефіцієнт спрямованості G () передавальних антен у робочому секторі напрямків   19  відносно осі антени становить

У якості "стандартної" прийомної антени зручно розглядати ізотропну приймальну антену з круговою поляризацією, G ₀ () = 1.

Дальність R від прийомної антени, розміщеної на поверхні Землі, до околозенітная ( = 90 ) НКА складе R ​​= H = 19100 км, до прігорізонтного ( = 5 ) НКА складе R ​​= 24000 км.

Бюджет потужності P ₀ вузькосмугових навігаційних радіосигналів на виході "стандартної" прийомної антени:

Відзначимо, що потужність навігаційного сигналу, що приймається наземним споживачем за допомогою ізотропної антени, однакова для околозенітная і прігорізонтного НКА.

Структура сигналу ГЛОНАСС

грубого далекомірного коду, переданого зі швидкістю 511 Кбіт / с (рис. 6 в);

послідовності навігаційних даних, які передаються зі швидкістю 50 біт / с (рис. 6 а);

меандрового коливання, переданого зі швидкістю 100 біт / с (рис. 6 б).

Сигнал у діапазоні L1 (аналогічний C / A-коду в GPS) доступний для всіх споживачів в зоні видимості КА. Сигнал у діапазоні L2 призначений для військових потреб, і його структура не розкривається.

Для навігаційних радіосигналів ЦІ формується на борту НКА на основі даних, переданих від НКП системи на борт НКА за допомогою радіотехнічних засобів. Передана в навігаційних радіосигналах ЦІ структурована у вигляді рядків, кадрів і суперкадре.

У вузькополосному навігаційному радіосигнали 1600 МГц рядок ЦІ має тривалість 2 з (разом з МВ) і містить 85 двійкових символів тривалістю по 20 мс, переданих у відносному коді. Перший символ кожного рядка є початковим ("холостяком") для відносного коду. Останні вісім символів у кожному рядку є перевірочними символами коду Хеммінга, що дозволяють виправляти одиночний помилковий символ і виявляти два помилкових символу в рядку. Кадр містить 15 рядків (30 с), суперкадре 5 кадрів (2,5 хв).

У складі кожного кадру передається повний обсяг оперативної ЦІ і частина альманаху системи. Повний альманах передається в межах суперкадра.

Оперативна ЦІ в кадрі відноситься до НКА, що випромінюють навігаційний радіосигнал, і містить:

• ознаки достовірності ЦІ у кадрі;

• час початку кадру t _k;

• ефемеридні інформацію  координати і похідні координат НКА в прямокутної геоцентричної системі координат на момент часу t _0;

• частотно-часові поправки (ЧВП) на момент часу t ₀ у вигляді відносної поправки до несучої частоті навігаційного сигналу та поправки до БШВ НКА;

• час t _0.

Час t _0, до якого "прив'язані" ЕІ і ЧВП, кратні 30 хвилин від початку доби.

Альманах системи містить:

• час, до якого належить альманах;

• параметри орбіти, номер пари несучих частот і поправку до БШВ для кожного штатного НКА в ОГ (24 НКА);

• поправку до ШВ системи щодо ШВ країни, похибка поправки не більше 1 мкс.

Альманах системи необхідний в НАП для планування сеансу навігації (вибір оптимального сузір'я НКА) і для прийому навігаційних радіосигналів в системі (прогноз доплерівського зсуву несучої частоти). Оперативна ЦІ необхідна в НАП під час навігації, так як ЧВП вносяться в результати вимірювань, а ЕІ використовується при визначенні координат і вектора швидкості споживача.

У системі НАВСТАР ЦІ в вузькосмугових навігаційних радіосигналах структурована таким чином: рядок має тривалість 6 c, кадр містить 5 рядків (30 с), суперкадре  25 кадрів (12,5 хв).

Вузькополосні навігаційні радіосигнали в системі ГЛОНАСС забезпечують більш оперативний прийом (оновлення) альманаху за рахунок більш короткої тривалості суперкадре (2,5 хв) порівняно з системою НАВСТАР (12,5 хв)

Навігаційні вимірювання в багатоканальної НАП

Розглянемо багатоканальну НАП, що використовує вузькосмугові радіосигнали і призначену для глобальної навігації наземних рухомих об'єктів (сухопутних, морських, повітряних). Будемо вважати, що в НАП застосовується Напівспрямований приймальня антена.

У кожному каналі НАП в режимi спостереження за вузькосмуговим навігаційним радіосигналом приймається ЦІ і щомиті вимірюються два навігаційні параметра  псевдодальністю і радіальна псевдоскорость.

Псевдодальністю від об'єкту до НКА вимірюється в НАП допомогою вимірювання зсуву прийнятої ПСП1 щодо опорного сигналу в НАП. Радіальна псевдоскорость об'єкта щодо НКА вимірюється за допомогою вимірювання зсуву несучої частоти прийнятого навігаційного сигналу щодо частоти опорного сигналу в НАП. Опорний сигнал у НАП формується з використанням кварцового генератора.

Результати вимірювань псевдодальностей S _k (t) не менше, ніж для чотирьох обраних НКА (k = 1,2,3,4) з урахуванням введення ЧВП, що містяться в кадрі ЦІ, можна виразити таким чином:

S _k (t) = R _k (t) + c   (t) + c   _k (t) +  S _k (t),

де R _k (t)  дальність від об'єкту до НКА; з  швидкість світла;   (t)  зрушення ШВ НАП (опорного сигналу) щодо ШВ системи;   _k (t)  похибка ЧВП;  S _k (t )  похибка до НАП.

У двухдиапазонной НАП навігаційні вимірювання псевдодальностей на двох несучих частотах  _{в } 1600 МГц і  _{н } 1250 МГц дозволяють виключити іоносферні похибки вимірювань наступним чином. Позначимо S ₀ (t)  виміряна псевдодальністю без іоносферних похибок. Оскільки для верхнього та нижнього діапазонів

S _в (t) = S ₀ (t) + А /  ; S _н (t) = S ₀ (t) + А /  ,

де А /  ²  Іоносферна похибка вимірювання псевдодальності, то алгоритм отримання об'єднаного результату S ₀ (t), в якому виключені іоносферні похибки буде наступним:

S ₀ (t) = S _в (t) - S _н (t); m =  _н /  _в = 7 / 9.

Похибка дводіапазонного вимірювання псевдодальності можна оцінити таким чином:

 S ₀ =  S _в -  S _н = 2,53  S _в - 1,53  S _н.

Під час навігації результати вимірювань в НАП псевдодальностей щодо не менш чотирьох НКА, обраних для сеансу, і прийнята ЕІ від обраних НКА дозволяють визначити три координати об'єкта і зрушення місцевої ШВ об'єкта (опорного сигналу) щодо ШВ системи.

Завдання цього розділу  оцінити похибка вимірювання псевдодальностей в багатоканальної НАП при використанні вузькосмугових навігаційних радіосигналів. Основними джерелами похибок вимірювання псевдодальності в багатоканальної НАП є: шуми і многолучевость на вході приймача, тропосфера, іоносфера (у однодіапазонними НАП).

При оцінці похибок псевдодальності, обумовлених шумами і многолучевости на вході приймача, будемо вважати, що в каналах НАП в ланцюгах стеження за ПСП1 застосовуються дискримінатори затримки, у яких ширина центрального лінійного ділянки дискримінаційної характеристики дорівнює тривалості символу ПСП1.

Шумову похибка  (S) однодіапазонними вимірювань псевдодальності можна оцінити таким чином:

 (S) = ,

де c  швидкість світла; F ₁  тактова частота ПСП1; P _c / g _ш  енергетичний потенціал вузькосмугового навігаційного сигналу на вході приймача; k  погіршення енергетичного потенціалу в приймачі (k  1,5); T ₀  інтервал осереднення (накопичення ) вимірів.

Енергетичні потенціали вузькосмугових навігаційних радіосигналів на вході приймача в НАП з Напівспрямований приймальні антеною (див. вище) становлять [дБ Гц]:

і відповідно шумові похибки однодіапазонними вимірювань при осреднении T ₀ = 1с складуть [м]:

Шумову похибка дводіапазонного вимірювання псевдодальності знайдемо наступним чином:

 (S ₀₎ = {[2,53  (S _в)] ² + [1,53  (S _н)] ^{2} 1 / 2;}

і відповідно отримаємо при T ₀ = 1c

 (S ₀₎ =

Навігаційний радіосигнал від прігорізонтного НКА може приходити до наземного рухомого об'єкту не тільки прямим шляхом але і за рахунок дзеркального відображення від земної поверхні (многолучевость). Відбитий радіосигнал приходить до об'єкта з напряму нижче місцевого горизонту, і при дзеркальному відображенні змінюється на протилежний напрямок кругової поляризації радіосигналу. З урахуванням даної обставини і за рахунок просторової вибірковості прийомної антени потужність відбитого радіосигналу P _c2 буде багато менше потужності прямого радіосигналу P _c1 на вході приймача.

Похибка вимірювання псевдодальності до прігорізонтного НКА, обумовлена ​​многолучевостью при використанні вузькосмугового навігаційного сигналу, буде максимальна в гіршій ситуації, коли затримка  t відбитого радіосигналу щодо прямого радіосигналу на вході приймача буде дорівнює  t = 1/2F _1, де F ₁  тактова частота ПСП1 . При  t   1/2F _1, та при  t  3/2F ₁ похибка буде набагато меншою, ніж в гіршій ситуації. При T ₀ = 1 c похибка псевдодальності до прігорізонтного НКА через многолучевости в гіршій ситуації для вузькосмугових навігаційних радіосигналів буде дорівнює

 (S) = .

Підставляючи P _c2 / P _c1 = - (30 ... 32) дБ, отримаємо  (S) = 3,0 м, яке добре узгоджується з експериментальними даними. Отже, при Дводіапазонний вимірах (1600 МГц, 1250 МГц) і T ₀ = 1 c отримаємо:

 (S ₀₎ =  (S) = 9,0 м.

У тропосфері швидкість розповсюдження радіохвилі дорівнює c = c ₀ / n (h), де з _{0 } швидкість поширення світла у вакуумі; n (h)  коефіцієнт заломлення тропосфери на висоті h над поверхнею Землі, n (h)  .

Тропосферних похибка беззапросного вимірювання дальності (псевдодальності) для НКА при кутах підвищення НКА     можна знайти наступним чином:

 R () =

У НАП тропосферні похибки компенсуються розрахунковими поправками. Якщо розраховувати тропосферні поправки для середніх параметрів тропосфери (глобально), то їх похибка  ( R) складе 10% від величини поправки  R ().

Для оцінки похибок можна скористатися простою експоненційної моделлю тропосфери:

 n (h) =  n (0) ^{e-h / а;}

і, підставивши середні значення  n (0) = 3  10 ^-4, a = 8 км, отримаємо:

Проведемо оцінку іоносферних похибок вимірювання псевдодальності в однодіапазонними НАП (1600 МГц). Іоносфера Землі починається з висоти 100 км, на висотах від 300 до 400 електронна концентрація в іоносфері максимальна і вище з збільшенням висоти зменшується приблизно експоненціально і на висоті 900 км електронна концентрація в іоносфері становить приблизно 10% від максимальної.

Групова швидкість радіосигналу в іоносфері дорівнює з = з ₀ n (h), де з ₀  швидкість світла у вакуумі, n (h)  коефіцієнт заломлення іоносфери на висоті h над поверхнею Землі, n (h) <1. Коефіцієнт заломлення в іоносфері n (h) залежить від частоти радіосигналу і для частоти радіосигналу f> 100 МГц можна скористатися рівністю:

 n (h) = 1-n (h) = 40,3 N (h) / f ^2,

де N (h)  електронна концентрація іоносфери на висоті h [ел / см ^3]; f-несуча частота радіосигналу [кГц].

Проведемо оцінку іоносферних похибок беззапросного вимірювання дальності (псевдодальності) до околозенітная і прігорізонтного НКА.

Іоносферну похибка при вертикальному проходженні радіопроменя до наземного об'єкту від зенітного НКА можна оцінити таким чином:

 R ₁ =

Вертикальний профіль величини  n (h) залежно від висоти можна представити у вигляді:

1. при h  h ₁ = 100 км  n (h) = 0;

2. при h _{1 } h _ h ₂ = 300 км  n (h) лінійно зростає до  n _m, де  n _m  максимальне значення  n (h);

3. при h _{2 } h _ h ₃ = 400 км  n (h) =  n _m;

при h  h ₃ = 400 км  n (h) =  n _m e

a = 200 км.

Використовуючи дану апроксимацію для  n (h), отримаємо формулу для оцінки іоносферної похибки беззапросних вимірювань дальності (псевдодальності) до зенітного НКА

 R ₁ = b _е.  n _m;

b _е = 0,5 (h _{2-h 1)} + (h _{3-h 2)} + a = 400 км.

Параметр b _е. можна назвати товщиною еквівалентної іоносфери, у якої  n (h) =  n _m на висотах h = 200 ... 600 км і поза цими висот  n (h) = 0.

Іоносферну похибка  R ₂ псевдодальності горізонтного НКА (   ) можна приблизно оцінити таким чином:

 R ₂ =  R ₁ / cos ; sin  = r / (r + h _3),

де   кут між радіопроменем від горізонтного НКА (   ) і місцевої вертикаллю на висоті h ₃ = 400 км (середина еквівалентної іоносфери); r  радіус Землі. Проводячи обчислення, отримаємо      і відповідно  R ₂ = 3,3  R _1. Для прігорізонтного НКА ( = 5  ... 10 ) можна вважати, що  R ₂ = 3  R _1.

Знайдемо величину  n _m для несучої частоти f = 1600 МГц навігаційного радіосигналу. У середніх широтах у найгірший сезон (зимовий день) в роки максимальної сонячної активності максимальна електронна концентрація на висотах 300 ... 400 км може досягати N = 3,0  ¹⁰ червня ел / см ^3, і відповідно для f = 1,6  ¹⁰ Червень кГц отримаємо

 n _m = 3,8  10 ^-5,  R ₁ = 15 м,  R ₂ = 45 м.

Вночі і влітку іоносферні похибки будуть у кілька разів менше. У роки мінімальної сонячної активності іоносферні погрішності навіть у зимовий день у 5 ... 6 разів менше наведених вище максимальних значень.

Обговоримо перспективу, коли в системі ГЛОНАСС будуть експлуатуватися НКА другої модифікації, які будуть випромінювати двокомпонентний навігаційний радіосигнал 1250 МГц замість однокомпонентного радіосигналу 1250 МГц у НКА першої модифікації. Відповідно з'являється можливість проводити вимірювання навігаційних параметрів у двухдиапазонной НАП з використанням вузькосмугових радіосигналів 1600 МГц і1250 МГц для виключення іоносферних похибок вимірювань. Але при дводіапазонний вимірі псевдодальності значно зростуть шумові похибки і похибки через многолучевости у порівнянні з однодіапазонними НАП (1600 МГц). На динамічних об'єктах з недетермінованої моделлю руху (T ₀ = 1 с) недоцільно застосовувати дводіапазонні вузькосмугові навігаційні радіосигнали 1600 МГц і 1250 МГц для визначення координат об'єкту, оскільки в цьому випадку, як було показано вище:

1. шумові похибки псевдодальності до прігорізонтного НКА складуть  (S ₂₎ = 12 ... 22 м, тобто перевищать іоносферні похибки вимірювань в однодіапазонними НАП у найгірший сезон (зимовий день);

2. похибки псевдодальності до прігорізонтного НКА, зумовлені многолучевостью, складуть  (S ₂₎ = 9 м (в гіршій ситуації), тобто будуть сумірні з іоносферними похибками в однодіапазонними НАП у найгірший сезон (зимовий день).

На малодинамічними наземних об'єктах доцільно застосовувати дводіапазонні вузькосмугові навігаційні радіосигнали, оскільки в НАП на малодинамічними об'єктах можна довгостроково осередненою результати вимірювань (T ₀ = 30 c) і знижувати до необхідного рівня шумові похибки псевдодальності і похибки через многолучевости.

Структура навігаційних радіосигналів в системі ГЛОНАСС

У системі ГЛОНАСС кожен штатний НКА в ОГ постійно випромінює шумоподібні безперервні навігаційні радіосигнали в двох діапазонах частот 1600 МГц і 1250 МГц. У НАП навігаційні вимірювання у двох діапазонах частот дозволяють виключити іоносферні похибки вимірювань.

Кожен НКА має цезієвий АСЧ, що використовується для формування бортовий шкали (БШВ) і навігаційних радіосигналів 1600 МГц і 1250 МГц.

Шумоподібні навігаційні радіосигнали в ОГ НКА розрізняються несучими частотами. Оскільки для взаімноантіподних НКА в орбітальних площинах можна застосовувати однакові несучі частоти, то для 24 штатних НКА мінімально необхідну кількість несучих частот в кожному діапазоні частот рівне 12. Дане твердження досить очевидно, якщо мати на увазі наземних споживачів (сухопутних, морських, повітряних), оскільки в зоні радіовидимості наземного споживача не можуть одночасно перебувати взаємно антіподние НКА. Космічний споживач може одночасно "бачити" взаімноантіподние НКА. Проте є два сприятливих обставини.

Перше полягає в тому, що з двох взаімноантіподних НКА хоча б один буде перебувати нижче місцевого горизонту по відношенню до космічного споживачеві. Практично неможливо застосувати на космічному об'єкті одну Напівспрямований антену, здатну приймати навігаційні радіосигнали від всіх "видимих" НКА вище і нижче місцевого горизонту. Тому в НАП на космічному об'єкті застосовують: або одну Напівспрямований антену для прийому навігаційних радіосигналів від НКА, що знаходяться вище місцевого горизонту; або кілька антен і декілька приймачів для прийому навігаційних радіосигналів від НКА, що знаходяться вище і нижче місцевого горизонту.

В обох варіантах НАП на космічному об'єкті буде здійснювати ефективну просторову селекцію навігаційних радіосигналів від взаімноантіподних НКА.

Друга обставина полягає в тому, що в НАП під час навігації здійснюється пошук несучої частоти кожного прийнятого навігаційного сигналу в межах вузької смуги ( 1 кГц) близько прогнозованого значення з урахуванням доплерівського зсуву частоти, що несе. Доплеровский зрушення може мати максимальні значення  5 кГц в НАП на наземних об'єктах та  40 кГц в НАП на низькоорбітальних космічних об'єктах. Отже, в НАП на космічному об'єкті здійснюється ефективна доплеровская селекція навігаційних радіосигналів від радіовидимості НКА.

Таким чином, навігаційні радіосигнали взаімноантіподних НКА з однаковими несучими частотами будуть надійно розділені в НАП на космічному об'єкті за рахунок просторової і допплерівської селекції.

Навігаційний радіосигнал 1600 МГц  двокомпонентний. На заданій несучій частоті в радіопередавачі формуються два однакових по потужності шумоподібних фазоманіпулірованних навігаційних радіосигналу "у квадратурі" (взаємний зсув по фазі на  90 ): вузькосмуговий та широкополосний.

Вузькосмуговий навігаційний радіосигнал 1600 МГц утворюється за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної двійковій псевдовипадковою послідовністю (ПСП1) з тактовою частотою F ₁ = 0,511 МГц і з періодом повторення Т ₁ = ₁ мс (511 тактів). ПСП1 представляє собою М - послідовність з характеристичним поліномом 1 + X ³ + X ^5. Шляхом інвертування ПСП1 передаються мітки часу (МВ) бортовий шкали часу (БШВ) НКА і виконавчі символи цифрової інформації (ЦІ). Мітка часу має тривалість 0,3 с і передається у кінці кожного двосекундною інтервалу часу (наприкінці парних секунд). Мітка часу містить 30 двійкових символів тривалістю 10 мс і являє собою укорочену на один символ 31-символьну М-послідовність.

У кожній двосекундною рядку на інтервалі часу 1,7 з передаються 85 двійкових символів ЦІ, тривалістю 20 мс і перемножування на меандр, що має тривалість символів 10 мс. Межі символів меандру, МВ і ЦІ когерентні. У приймальнику за допомогою меандру здійснюється символьна синхронізація для МВ і з її допомогою  рядкова і символьна синхронізація ЦІ.

Широкосмуговий навігаційний радіосигнал 1600 МГц утворюється за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної двійковій послідовністю ПСП2 з тактовою частотою F ₂ = 5,11 МГц. Шляхом інвертування ПСП2 передаються двійкові символи ЦІ тривалістю 20 мс.

Навігаційний радіосигнал 1250 МГц, випромінюваний НКА першої модифікації  однокомпонентний широкосмуговий шумоподобний радіосигнал, утворений за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної двійковій ПСП2 (F ₂ = 5,11 МГц) без інвертування, тобто без передачі ЦІ. Навігаційний радіосигнал 1250 МГц, випромінюваний НКА другої модифікації, буде містити два однакових по потужності шумоподібних радіосигналу 1250 МГц у квадратурі:

1. вузькосмуговий навігаційний радіосигнал 1250 МГц з ПСП1 (F ₁ = 0,511 МГц, T ₁ = ₁ мс);

2. широкосмуговий навігаційний радіосигнал 1250 МГц з ПСП2 (F ₂ = 5,11 МГц) без ЦІ.

Оскільки частота інвертування ПСП багато менше її тактової частоти, то ширина основного "пелюстки" огинаючої спектра потужності шумоподобного фазоманіпулірованного навігаційного сигналу дорівнює подвійному значенням тактовою частоти ПСП. Отже, ширина основного "пелюстки" огинаючої спектра потужності вузькосмугового навігаційного сигналу дорівнює 1,022 МГц, широкосмугового  10,22 МГц.

При проектуванні СРНС ГЛОНАСС була вироблена наступна "сітка" номінальних значень несучих частот для навігаційних радіосигналів у двох діапазонах частот  верхньому 1600 МГц (В) і нижньому 1250 МГц (Н):

 _Вk =  _В0 + k   _в;  _В0 = 1602,0000 МГц;

  _в = 0,5625 МГц;

 _Нk =  _Н0 + k   _н;  _Н0 = 1246,0000 МГц;

  _н = 0,4375 МГц;

 _Вk /  _Нk = 9 / 7;

де k  умовний порядковий номер пари несучих частот  _Вk і  _Нk для навігаційних радіосигналів 1600 МГц і 1250 МГц.

Радіопередавачі навігаційних радіосигналів в НКА першої модифікації випромінюють навігаційні радіосигнали на перемикаються несучих частотах з номерами k = 1, ... , 24.

Наведемо значення крайніх несучих частот навігаційних радіосигналів:

 _в1 = 1602,5625 МГц;  _в24 = 1615,5000 МГц;

 _Н1 = 1246,4375 МГц;  _н24 = 1256,5000 МГц;

Робочі спектри навігаційних радіосигналів на частотах, що несуть з номерами k = 1, ..., 24 займають смуги частот:

а) вузькосмугові навігаційні радіосигнали 1602,0 ... 1616,0 МГц;

б) широкосмугові навігаційні радіосигнали 1597,4 ... ... 1620,6 МГц, 1241,3 ... 1261,6 МГц.

У діапазоні частот 1600 МГц і 1250 МГц згідно з Регламентом радіозв'язку виділені смуги частот:

а) для супутникового радіозв'язку (Космос  Земля) 1559,0 ... 1610,0 МГц; 1215,0 ... 1260,0 МГц;

б) для повітряної радіонавігації 1559,0 ... 1626,5 МГц.

ВАКР-87 розподілив смугу частот 1610,6 ... 1613,8 МГц для радіоастрономії на первинній основі. Щоб знизити і в подальшому повністю виключити радіоперешкоди радіотелескопу в діапазоні частот 1610,6 ... 1613,8 МГц з боку навігаційних радіосигналів системи ГЛОНАСС, Адміністрація системи ГЛОНАСС прийняла в 1993р. рішення, згідно з яким для 24 штатних НКА в системі ГЛОНАСС будуть використовуватися такі номери (k) несучих частот:

1. до1998 р. k = 1 ,..., 15; k = 21 ,..., 24;

2. c 1998 до 2005 р. k = 1 ,..., 12;

3. c 2005 k = -7 ,..., 4.

На першому етапі (до 1998 р.) в радіоастрономічної смузі практично немає спектрів вузькосмугових навігаційних радіосигналів 1600 МГц, а до 2005 р. з радіоастрономічної смуги будуть виведені і спектри широкосмугових навігаційних радіосигналів. Третій етап буде реалізований за рахунок застосування НКА другої модифікації, в якій передавачі навігаційних радіосигналів можуть випромінювати навігаційні радіосигнали на будь-якій парі перемикаються несучих частот з номерами k =- 7,0 ,...+ 12.

У системі НАВСТАР використовуються безперервні шумоподібні навігаційні радіосигнали на двох несучих частотах (верхньої і нижньої)

 _в = 1575,42 Мгц;  _н = 1227,6 МГц,

і застосовується кодове розділення навігаційних радіосигналів для 24 штатних НКА.

Навігаційний радіосигнал на верхній несучій частоті  _{в } двокомпонентний, він містить два фазоманіпулірованних шумоподібних навігаційних радіосигналу у квадратурі (зсув по фазі на  90 ): вузькосмуговий та широкополосний.

Вузькосмуговий навігаційний радіосигнал  _в утворюється за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної ПСП1 з тактовою частотою F ₁ = 1,023 МГц і з періодом повторення T ₁ = ₁ мс. Двійкові символи ЦІ тривалістю 20 мс передаються інвертуванням ПСП1.

Широкосмуговий навігаційний радіосигнал  _в утворюється за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної ПСП2 з тактовою частотою F ₂ = 10,23 МГц. Двійкові символи ЦІ тривалістю символів 20 мс передаються інвертуванням ПСП2.

Навігаційний радіосигнал  _{н } однокомпонентний, широкосмуговий, утворений за допомогою маніпуляції фази несучого коливання на 180  періодичної ПСП2 без інвертора.

Широкосмугові навігаційні радіосигнали в системах НАВСТАР і ГЛОНАСС призначені для використання санкціонованими споживачами і мають захист від несанкціонованого використання.

Вузькополосні навігаційні радіосигнали в системах НАВСТАР і ГЛОНАСС є відкритими і призначені для цивільних споживачів. Але в системі НАВСТАР ці сигнали штучно спотворюються за допомогою процедури селективного доступу, який погіршує точність навігації для неліцензійних споживачів.

Точність глобальної навігації наземних рухомих об'єктів

Проведемо оцінку точності визначення координат наземного рухомого об'єкта при глобальної оперативної навігації за допомогою багатоканальної НАП, що використовує вузькосмугові навігаційні радіосигнали з частотою 1600 МГц в системі ГЛОНАСС з повною ОГ штатних НКА.

Похибка визначення координат рухомого об'єкта залежить від геометричних факторів використовуваного в сеансі навігації сузір'я радіовидимості НКА і обумовлені похибками ЕІ і ЧВП в кадрах ЦІ, прийнятих від НКА, та похибками вимірювань в НАП псевдодальностей до НКА.

При оцінці точності координат рухомого об'єкта похибки ЕІ і ЧВП можна перерахувати в еквівалентні похибки псевдодальностей до НКА.

Похибки координат НКА, перелічені в еквівалентні похибки псевдодальності, є проекції похибок координат НКА на напрям від НКА до об'єкта. Позначимо:       похибки координат НКА у вертикальній і горизонтальній площинах. З простих геометричних побудов можна отримати такі формули для перерахунку похибок координат НКА в еквівалентні похибки псевдодальностей (дальностей) від об'єкта до НКА:

1. для околозенітная НКА

S ₁ =  H ₁ при      ;

S ₁ =  H _один +0,15  M ₁ при    45 ;

2. для прігорізонтного НКА

 S ₂ =  H _два +0,25  M ₂ при  ₂  0.

Похибки ЕІ при прогнозі на добу для НКА першої модифікації (див. вище) в середньому складають  (H) = 4 м,  (L) = 15 м, і, отже, еквівалентні похибки псевдодальностей складуть:

 (S ₁₎ = 4,0 ... 4,6 м і  (S ₂₎ = 5,5 м.

Похибка ЧВП при прогнозі на 12 год для НКА першої модифікації становить    _{Б } = 14 нс і, відповідно, еквівалентна похибка псевдодальності дорівнює   S) = 4,2 м.

При використанні вузькосмугових навігаційних радіосигналів похибки вимірювань псевдодальності для околозенітная   S ₁₎ і прігорізонтного   S ₂₎ НКА наведені вище.

Складемо сумарний бюджет похибок псевдодальностей без іоносфери (який будемо називати інструментальною похибкою псевдодальності) для багатоканальної НАП, що використовує вузькосмугові однодіапазонні (1600 МГц) навігаційні радіосигнали (T ₀ = 1 с):

У шестиканальної НАП на наземному рухомому об'єкті максимальні (0,95) інструментальні похибки визначення місця розташування об'єкта в горизонтальній p і вертикальної z площинах пов'язані з інструментальними похибками псевдодальності до "високого" (околозенітная) НКА  (S ₁₎ і до "низького" (прігорізонтного ) НКА  (S ₂₎ наступним чином (див. вище):

в кращих ситуаціях  p = 2,0  (S _2);  z = 2,0  (a);

в гірших ситуаціях  p = 2,2  (S _2);  z = 2,2  (a),

де

 (a) = [4  ² (S ₁₎ +2  ² (S _2)] ^{1 / 2.}

Використовуючи ці формули і отримані вище значення інструментальних похибок псевдодальностей, знайдемо оцінки максимальних інструментальних похибок визначення місця розташування наземних динамічних (T ₀ = 1 с) об'єктів при використанні вузькосмугових навігаційних радіосигналів в однодіапазонними шестиканальної НАП (1600 МГц):

1. в кращих ситуаціях  (S ₁₎ = 6,2 м;  (S ₁₎ = 7,7 м і відповідно  p = 15,4 м;  z = 34 м;

2. в гірших ситуаціях  (S ₁₎ = 6,6 м;  (S ₁₎ = 9,6 м і відповідно  p = 21 м;  z = 42 м.

Сувора оцінка вкладу іоносферних похибок визначення координат наземного об'єкта при застосуванні однодіапазонними НАП є досить складним завданням, дамо приблизний аналіз.

У попередньому розділі були оцінені іоносферні похибки вимірювання псевдодальностей в однодіапазонними НАП. Було показано, що Іоносферна похибка псевдодальності (дальності) до прігорізонтного НКА ( = 5     10 ) дорівнює  R ₂ = 3  R _1, де  R ₁  Іоносферна похибка дальності при вертикальному радiопромiнь. Іоносферні похибки псевдодальностей в сеансі залежать від часу проведення сеансу: мінімальні вночі, максимальні днем.

Нехай наземний об'єкт знаходиться під перетином двох орбітальних кілець, і в сеансі навігації використовуються шість НКА: два околозенітная і чотири прігорізонтних. Очевидно, що якщо сеанс навігації проводиться в околополуденное час, то іоносферні похибки псевдодальностей для прігорізонтних НКА будуть мало відрізнятися один від одного і відповідно чотири різниці між псевдодальністю до прігорізонтного і до зенітного НКА будуть приблизно однакові  D =  R ₂ -  R ₁ = 2  R _1. У цій ситуації іоносферні похибки визначення координат наземного об'єкта в сеансі навігації в околополуденное час можна оцінити як

 z = 2  D = 4  R _1;  x,  y =  0,5  D =   R _1.

Якщо сеанс навігації проводиться в ранковий або вечірній час, то іоносферні похибки псевдодальностей до прігорізонтних НКА будуть сильно відрізнятися, і для таких сеансів навігації іоносферні похибки визначення координат можна приблизно оцінити як:  x,  y,  z =  2  R _1, де  R ₁  Іоносферна похибка псевдодальності до зенітного НКА в денний час.

Якщо наземний об'єкт рівновіддалений від трьох орбітальних кілець, то в сеансі навігації немає околозенітная НКА, і "високі" НКА мають кути піднесення  ₁ = 41  ... 45 . Іоносферні похибки визначення координат наземного об'єкта в такому сеансі навігації будуть не більше, ніж у сеансі, в якому є околозенітная НКА.

Таким чином, в сеансах навігації наземних об'єктів при використанні шестиканальної однодіапазонними НАП максимальні іоносферні похибки визначення координат об'єкту можна оцінити таким чином:

 x,  y = (1 ... 2)  R _1;  z = (2 ... 4)  R _1,

де  R ₁  Іоносферна похибка при вертикальному радиолуч в денний час.

У найгірший сезон (зимовий день) в роки максимальної сонячної активності  R ₁ = 15 м. Отже, максимальні іоносферні похибки визначення місцеположення наземного об'єкта складуть

 p = [( x) ² + ( y) ^{2] 1 / 2} = 21 ... 42 м;  z = 30 ... 60 м.

Наведемо отримані оцінки максимальних сумарних (інструментальних та іоносферних) похибок глобальної навігації в СРНС ГЛОНАСС при використанні вузькосмугових навігаційних радіосигналів 1600 МГц у шестиканальної НАП на динамічних (T ₀ = 1с) наземних об'єктах в роки максимальної сонячної активності:

У роки мінімальної сонячної активності іоносферні похибки будуть у 5 ... 6 разів менше, і відповідно максимальні сумарні похибки глобальної навігації наземних рухомих об'єктів складуть:

Супутник ГЛОНАСС

Супутник ГЛОНАСС конструктивно складається з циліндричного гермоконтейнера з приладовим блоком, рами антенно-фідерних пристроїв, приладів системи орієнтації, панелей сонячних батарей з приводами, блоку рухової установки і жалюзі системи терморегулювання з приводами. На супутнику також встановлені оптичні уголковие відбивачі, призначені для калібрування радіосигналів вимірювальної системи за допомогою вимірювання дальності до супутника в оптичному діапазоні, а також для уточнення геодинамічних параметрів моделі руху супутника. Конструктивно кутові відбивачі формуються у вигляді блоку, постійно відслідковує напрямок на центр Землі. Площа уголкових відбивачів-0, 25м2.

До складу бортової апаратури входять:

• навігаційний комплекс;

• комплекс управління;

• система орієнтації та стабілізації;

• система корекції;

• система терморегулювання;

• система електропостачання.

Навігаційний комплекс забезпечує функціонування супутника як елемента системи ГЛОНАСС. До складу комплексу входять: синхронізатор, формувач навігаційних радіосигналів, бортовий комп'ютер, приймач навігаційної інформації і передавач навігаційних радіосигналів.

Синхронізатор забезпечує видачу високостабільних сінхрочастот на бортову апаратуру, формування, зберігання, корекцію та видачу бортовий шкали часу.

Формувач навігаційних радіосигналів забезпечує формування псевдовипадкових фазоманіпулірованних навігаційних радіосигналів містять далекомірний код і навігаційне повідомлення.

Комплекс управління забезпечує управління системами супутника і контролює правильність їх функціонування. До складу комплексу входять: командно-вимірювальна система, блок управління бортовою апаратурою і система телеметричного контролю.

Командно-вимірювальна система забезпечує вимірювання дальності в запитному режимі, контроль бортовий шкали часу, управління системою за разовими командам і тимчасовим програмам, запис навігаційної інформації в бортовий навігаційний комплекс і передачу телеметрії.

Блок управління забезпечує розподіл харчування на системи та прилади супутника, логічну обробку, розмноження та посилення разових команд.

Система орієнтації та стабілізації забезпечує заспокоєння супутника після відділення від ракети-носія, початкову орієнтацію сонячних батарей на Сонце і поздовжньої осі супутника на Землю, потім орієнтацію поздовжньої осі супутника на центр Землі і націлювання сонячних батарей на Сонце, а також стабілізацію супутника в процесі корекції орбіти . У системі використовуються прилад на основі інфрачервоного побудови місцевої вертикалі (для орієнтації на центр Землі) і прилад для орієнтації на Сонце. Похибка орієнтації на центр Землі не гірше 3град., А відхилення нормалі до поверхні сонячної батареї від напрямку на Сонце - не більше 5град. Для мінімізації збурень на рух центру мас супутника розвантаження двигунів маховиків проводиться за допомогою муздрамтеатру. В якості виконавчого органу при здійсненні заспокоєння і стабілізації супутника під час видачі імпульсу корекції використовується рухова установка.

Режим заспокоєння, в результаті якого відбувається гасіння кутових швидкостей, включається в зоні радіовидимості.

У режимі початковій орієнтації на Сонце здійснюється розворот супутника щодо поздовжньої осі за допомогою керуючих двигунів-маховиків до появи Сонця в полі зору приладу орієнтації на Сонце, який встановлений на панелі сонячних батарей.

Режим орієнтації на Землю починається з положення орієнтації на Сонце шляхом розвороту супутника за допомогою двигунів-маховиків уздовж осі, орієнтованої на Сонці, до появи Землі в полі зору приладу орієнтації на центр Землі. У штатному режимі забезпечується орієнтація осі супутника разом з антенами на центр Землі за допомогою керуючих двигунів-маховиків за сигналами з приладів орієнтації на центр Землі, орієнтація сонячних батарей на Сонце шляхом розвороту супутника разом сонячними батареями за допомогою керуючого двигуна-маховика по одному каналу і розворотів панелей батарей щодо корпусу супутника за допомогою приводу обертання сонячних батарей по іншому каналу за сигналами приладів орієнтації на Сонце.

У режимі орієнтації перед проведенням корекції та стабілізації супутника під час видачі імпульсу корекції відстеження орієнтації на Сонце не проводиться.

Система корекції забезпечує приведення супутника в задане положення в площині орбіти і його утримання в даних межах по аргументу широти. Система включає двигун і блок управління нею. Рухова установка складається з 24 двигунів орієнтації з тягою 10 г і двох двигунів корекції з тягою 500 р.

Система терморегулювання забезпечує необхідний тепловий режим супутника. Регулювання тепла, відведеного з гермоконтейнера, здійснюється жалюзі, які відкривають або закривають радіаційну поверхню залежно від температури газу. Відведення тепла від приладів здійснюється циркулюючим газом за допомогою вентилятора.

Система електропостачання включає сонячні батареї, акумуляторні батареї, блок автоматики та стабілізації напруги. Початкова потужність сонячних батарей - 1600 Вт, площа - 17,5 м2.

При проходженні супутником тіньових ділянок Землі і Місяця харчування бортових систем здійснюється за рахунок акумуляторних батарей. Їх розрядна ємність становить 70 ампер-годин.

Для забезпечення надійності на супутнику встановлюються по два або по три комплекти основних бортових систем.

Таким чином, на супутник ГЛОНАСС покладено виконання таких функцій:

• випромінювання високостабільних радіонавігаційних сигналів;

• прийом, зберігання і передача цифрової навігаційної інформації;

• формування, оцифровка і передача сигналів точного часу;

• ретрансляція або випромінювання сигналів для проведення траєкторних вимірювань для контролю орбіти і визначення поправок до бортової шкалою часу;

• прийом і обробка разових команд;

• прийом, запам'ятовування та виконання тимчасових програм керування режимами функціонування супутника на орбіті;

• формування телеметричної інформації про стан бортової апаратури і передача її для обробки та аналізу наземного комплексу управління;

• прийом та виконання кодів / команд корекції і фазування бортовий шкали часу;

• формування та передача "ознаки несправності" при виході Вижній контрольованих параметрів за межі норми.

Управління супутниками ГЛОНАСС здійснюється в автоматизованому режимі.

Виведення супутників ГЛОНАСС на орбіту здійснюється носієм важкого класу "Протон" з розгінним блоком з космодрому Байконур. Носій одночасно виводить три супутника ГЛОНАСС.

Схема виведення включає:

• виведення космічної головної частини на проміжну кругову орбіту з висотою ~ 200 км;

• перехід на еліптичну орбіту з перигеєм ~ 200 км, апогеєм ~ 19100 км і нахилом 64,3 град.

Переклад кожного супутника в задану точку орбітальної площині проводиться за допомогою супутникового рухової установки.

Точність приведення в робочу точку орбіти:

• по періоду звернення - 0,5 с;

• по аргументу широти - 1град.;

• по ексцентриситету - ~ 0,01;

• по нахиленню орбіти - ~ 0,3 град.

Космічний сегмент систем ГЛОНАСС і GPS

Структура навігаційних радіосигналів системи GPS

У системі GPS використовується кодове розділення сигналів (СDMA), тому всі супутники випромінюють сигнали з однаковою частотою. Кожен супутник системи GPS випромінює два фазоманіпулірованних сигналу. Частота першого сигналу становить L1 = 1575,42 Мгц, а другого - L2 = 1227,6 МГц. Сигнал несучої частоти L1 модулюється двома двійковими послідовностями, кожна з яких утворена шляхом підсумовування за модулем 2 далекомірного коду і переданих системних і навігаційних даних, що формуються зі швидкістю 50 біт / с. На частоті L1 передаються два квадратурні компоненти, біфазної маніпульованих двійковими послідовностями. Перша послідовність є сумою по модулю 2 точного далекомірного коду Р або засекреченого коду Y і ​​навігаційних даних. Друга послідовність також є сумою по модулю 2 грубого С / A (відкритого) коду і тій же послідовності навігаційних даних.

Радіосигнал на частоті L2 біфазної маніпулювати тільки однієї з двох раніше розглянутих послідовностей. Вибір модулирующей послідовності здійснюється за командою з Землі.

Кожен супутник використовує властиві тільки йому далекомірні коди С / A і Р (Y), що і дозволяє розділяти супутникові сигнали. У процесі формування точного далекомірного Р (Y) коду одночасно формуються мітки часу супутникового сигналу.

Склад і структура навігаційних повідомлень супутників системи GPS

Структурний поділ навігаційної інформації супутників системи GPS здійснюється на суперкадре, кадри, подкадри і слова. Суперкадре утворюється з 25 кадрів і займає 750 з (12,5 хв). Один кадр передається протягом 30 с і має розмір 1500 біт. Кадр розділений на 5 подкадров по 300 біт і передається протягом інтервалу 6 с. Початок кожного подкадра позначає мітку часу, відповідну початку / закінчення чергового 6-з інтервалу системного часу GPS. Подкадр складається з 10 30-біт слів. У кожному слові 6 молодших розрядів є перевірочними бітами.

У 1 -, 2 - і 3-м подкадрах передаються дані про параметри корекції годин і дані ефемерід КА, з яким встановлено зв'язок. Зміст і структура цих подкадров залишаються незмінними на всіх сторінках суперкадра. У 4 - і 5-м подкадрах міститься інформація про конфігурацію й стан всіх КА системи, альманахи КА, спеціальні повідомлення, параметри, що описують зв'язок часу GPS з UTC, та інше.

Алгоритми прийому та вимірювання параметрів супутникових радіонавігаційних сигналів

До сегмента споживачів систем GPS і ГЛОНАСС відносяться приймачі сигналів супутників. За вимірами параметрів цих сигналів вирішується навігаційна завдання. Приймач можна розділити на три функціональні частини:

• радіочастотну частина;

• цифровий ~ корелятор;

• процесор.

З виходу антенно-фідерного пристрою (антени) сигнал надходить на радіочастотну частина Основне завдання цієї частини полягає в посиленні вхідного сигналу, фільтрації, перетворенні частоти і аналого-цифровому перетворенні. Крім цього, з радіочастотної частини приймача надходить тактова частота для цифрової частини приймача. З виходу радіочастотної частини цифрові відліки вхідного сигналу надходять на вхід цифрового коррелятора.

Узагальнена структура приймача

У корелятори спектр сигналу переноситься на "нульову" частоту. Це проводиться шляхом перемноження вхідного сигналу коррелятора з опорним гармонійним коливанням в синфазном і квадратурної каналах. Далі результат перемноження проходить кореляційну обробку шляхом перемноження з опорним далекомірним кодом і накопиченням на періоді далекомірного коду. У підсумку отримуємо кореляційні інтеграли I і Q. Відліки кореляційних інтегралів надходять у процесор для подальшої обробки і замикання петель ФАП (фазова автопідстроювання) і ССЗ (схема стеження за затримкою). Вимірювання параметрів сигналу в приймачі виробляються не безпосередньо по вхідному сигналу, а за його точної копії, що формується системами ФАП і ССЗ. Кореляційні інтеграли I і Q дозволяють оцінити ступінь "схожості" (корельованості) опорного і вхідного сигналів. Завдання коррелятора, крім формування інтегралів I і Q, - формувати опорний сигнал, згідно з керуючими впливами (кодами управління), які надходять з процесора. Крім того, в деяких приймачах корелятор формує необхідні вимірювання опорних сигналів і передає їх у процесор для подальшої обробки. У той же час, так як опорні сигнали в корелятори формуються по керуючим кодами, що надходять з процесора, то необхідні вимірювання опорних сигналів можна проводити безпосередньо в процесорі, обробляючи відповідним чином керуючі коди, що і робиться в багатьох сучасних приймачах.

Які параметри сигналу вимірює корелятор (процесор)?

Дальність при радіотехнічних вимірах характеризується часом поширення сигналу від об'єкта вимірювання до вимірювального пункту. У навігаційних системах GPS / ГЛОНАСС випромінювання сигналів синхронізовано зі шкалою часу системи, точніше, зі шкалою часу супутника, що випромінює даний сигнал. У той же час, споживач має інформацію про розбіжність шкали часу супутника і системи. Цифрова інформація, передана з супутника, дозволяє встановити момент випромінювання деякого фрагмента сигналу (мітки часу) супутником у системному часу. Момент прийому цього фрагмента визначається за шкалою часу приймача. Шкала часу приймача (споживача) формується за допомогою кварцових стандартів частоти, тому спостерігається постійний "догляд" шкали часу приймача щодо шкали часу системи. Різниця між моментом прийому фрагмента сигналу, відрахувати по шкалі часу приймача, і моментом випромінювання його супутником, відрахувати по шкалі супутника, помножена на швидкість світла, називається псевдодальністю [4]. Чому псевдодальністю? Тому що вона відрізняється від справжньої дальності на величину, рівну добутку ско-рости світу на "відхід" шкали часу приймача щодо шкали часу системи. При вирішенні навігаційної задачі цей параметр визначається нарівні з координатами споживача (приймача).

Кореляційні інтеграли, що формуються в коррелятора, дозволяють відстежити модуляцію сигналу супутника символами інформації і обчислити часову позначку у вхідному сигналі. Мітки часу йдуть з періодичністю 6 с для GPS і 2 с для ГЛОНАСС і утворюють своєрідну 6 (2)-секундну шкалу. У межах одного розподілу цієї шкали періоди далекомірного коду утворюють 1-мс шкалу. Одна мілісекунда розділена, у свою чергу, на окремі елементи (chips, в термінології GPS): для GPS - 1023, для ГЛОНАСС - 511. Таким чином, елементи далекомірного коду дозволяють визначити дальність до супутника з похибкою »300 м. Для більш точного визначення необхідно знати фазу генератора далекомірного коду. Схеми побудови опорних генераторів коррелятора дозволяють визначати його фазу з точністю до 0,01 періоду, що становить точність визначення псевдодальності 3 м.

На підставі вимірів параметрів опорного гармонійного коливання, що формується системою ФАП, визначають частоту і фазу несучого коливання супутника. Його відхід щодо номінального значення дасть доплеровское зсув частоти, за яким оцінюється швидкість споживача щодо супутника. Крім того, фазові вимірювання несучої дозволяють уточнити дальність до супутника з похибкою в декілька міліметрів.

Визначення координат споживача

Для визначення координат споживача необхідно знати координати супутників (не менше 4) і дальність від споживача до кожного видимого супутника. Для того, щоб споживач міг визначити координати супутників, які випромінює ними навігаційні сигнали моделюються повідомленнями про параметри їхнього руху. У апаратурі споживача відбувається виділення цих повідомлень і визначення координат супутників на потрібний момент часу.

Координати і складові вектора швидкості змінюються дуже швидко, тому повідомлення про параметри руху супутників містять відомості не про їх координати і складових вектора швидкості, а інформацію про параметри певної моделі, апроксимуючої траєкторію руху КА на досить великому інтервалі часу (близько 30 хвилин). Параметри апроксимуючої моделі змінюються досить повільно, і їх можна вважати постійними на інтервалі апроксимації.

Параметри апроксимуючої мо-діли входять до складу навігаційних повідомлень супутників. У системі GPS використовується кеплерівська модель руху з оскулірующімі елементами. У цьому випадку траєкторія польоту КА розбивається на ділянки апроксимації тривалістю в одну годину. У центрі кожної ділянки задається вузловий момент часу, значення якого повідомляється споживачеві навігаційної інформації. Крім цього, споживачеві повідомляють параметри моделі оскулірующіх елементів на вузловий момент часу, а також параметри функцій, що апроксимують зміни параметрів моделі оскулірующіх елементів в часі як попередньому вузловому елементу, так і наступного за ним.

У апаратурі споживача виділяється інтервал часу між моментом часу, на який потрібно визначити положення супутника, і вузловим моментом. Потім за допомогою апроксимуючих функцій та їх параметрів, виділених з навігаційного повідомлення, обчислюються значення параметрів моделі оскулірующіх елементів на потрібний момент часу. На останньому етапі за допомогою звичайних формул кеплерівської моделі визначають координати і складові вектора швидкості супутника.

У системі ГЛОНАСС для визначення точного положення супутника використовуються диференціальні моделі руху. У цих моделях координати і складові вектора швидкості супутника визначаються чисельним інтегруванням диференціальних рівнянь руху КА, що враховують кінцеве число сил, що діють на КА. Початкові умови інтегрування задаються на вузловий момент часу, розташований посередині інтервалу апроксимації.

Як було сказано вище, для визначення координат споживача необхідно знати координати супутників (не менше 4) і дальність від споживача до кожного видимого супутника, яка визначається в навігаційному приймачі [4] з точністю близько 1 м. Для зручності розглянемо найпростіший "плоский" випадок, представлений на рис. 8.

Визначення координат споживача

Кожен супутник можна представити у вигляді точкового випромінювача. У цьому випадку фронт електромагнітної хвилі буде сферичним. Точкою перетину двох сфер буде та, в якій знаходиться споживач.
Висота орбіт супутників складає порядок 20000 км. Отже, другу точку перетину кіл можна відкинути з-за апріорних відомостей, так як вона знаходиться далеко в космосі.

Диференціальний режим

Супутникові навігаційні системи дозволяють споживачу отримати координати з точністю порядку 10-15 м. Однак для багатьох завдань, особливо для навігації в містах, потрібна велика точність. Один з основних методів підвищення точності визначення місцезнаходження об'єкта заснований на застосуванні відомого в радіонавігації принципу диференціальних навігаційних вимірювань.

Диференціальний режим DGPS (Differential GPS) дозволяє встановити координати з точністю до 3 м у динамічній навігаційної обстановці і до 1 м - у стаціонарних умовах. Диференціальний режим реалізується за допомогою контрольного GPS-приймача, званого опорної станцією. Вона розташовується в пункті з відомими координатами, в тому ж районі, що й основний GPS-приймач. Порівнюючи відомі координати (отримані в результаті прецизійної геодезичної зйомки) з виміряними, опорна станція обчислює поправки, які передаються споживачам по радіоканалу в заздалегідь обумовленому форматі.

Апаратура споживача приймає від опорної станції диференціальні поправки і враховує їх при визначенні місцезнаходження споживача.

Результати, отримані за допомогою диференціального методу, в значній мірі залежать від відстані між об'єктом і опорною станцією. Застосування цього методу найбільш ефективно, коли переважаючими є систематичні помилки, зумовлені зовнішніми (по відношенню до приймача) причинами. За експериментальними даними, опорну станцію рекомендується розташовувати не далі 500 км від об'єкта.

В даний час існують безліч широкозонних, регіональних і локальних диференціальних систем.

В якості широкозонних варто відзначити такі системи, як американська WAAS, європейська EGNOS і японська MSAS. Ці системи використовують геостаціонарні супутники для передачі поправок всім споживачам, що знаходяться в зоні їх покриття.

Регіональні системи призначені для навігаційного забезпечення окремих ділянок земної поверхні. Зазвичай регіональні системи використовують у великих містах, на транспортних магістралях і судноплавних річках, в портах і по березі морів і океанів. Діаметр робочої зони регіональної системи зазвичай складає від 500 до 2000 км. Вона може мати у своєму складі одну або декілька опорних станцій.

Локальні системи мають максимальний радіус дії від 50 до 220 км. Вони включають зазвичай одну базову станцію. Локальні системи зазвичай поділяють за способом їх застосування: морські, авіаційні та геодезичні локальні диференційні станції.

Розвиток супутникової навігації

Загальний напрям модернізації обох супутникових систем GPS і ГЛОНАСС пов'язано з підвищенням точності навігаційних визначень, поліпшенням сервісу, що надається користувачам, підвищенням терміну служби та надійністю бортової апаратури супутників, поліпшенням сумісності з іншими радіотехнічними системами і розвитком диференціальних підсистем. Загальний напрямок розвитку систем GPS і ГЛОНАСС збігається, але динаміка і досягнуті результати суттєво відрізняються.

Удосконалення системи ГЛОНАСС планується здійснювати на базі супутників нового покоління "ГЛОНАСС-М". Цей супутник буде володіти збільшеним ресурсом служби і стане випромінювати навігаційний сигнал в діапазоні L2 для цивільних застосувань.

Аналогічне рішення було прийнято в США, де 5 січня 1999 оголошено про виділення 400 млн. дол на модернізацію системи GPS, пов'язану з передачею C / A-коду на частоті L2 (1222,7 МГц) і введенням третього несучої L3 (1176, 45 МГц) на КА, які будуть запускатися з 2005 року. Сигнал на частоті L2 намічено використовувати для цивільних потреб, не пов'язаних безпосередньо з небезпекою для життя людей. Пропонується почати реалізацію цього рішення з 2003 року. Третій цивільний сигнал на частоті L3 вирішено використовувати для потреб цивільної авіації.

Список скорочень

АКНП - апаратура контролю навігаційного поля

АКС - бортова апаратура командної системи

АСЧ - атомні стандарти частоти

БІС - беззапросная вимірювальна станція

БВК - бортовий обчислювальний комплекс

БНП - бортовий навігаційний передавач

БТС - бортова телеметрична система

БУ - блок управління

БУК - бортовий керуючий комплекс

БХ - бортовий хронізатор

БЦ - балістичний центр

БШВ - бортова ШВ

ГВМ - габаритно-ваговий макет

СРНС - супутникова радіонавігаційна система

ДН - діаграма спрямованості

ЄС КВО - Єдина глобальна система координатно-часового забезпечення

ЗІС - запитна вимірювальна станція

ЗРВ - зона радіовидимості

КА - космічний апарат

КІС - командно-вимірювальна станція

КОС - квант-оптичні станції

КС - контрольні станції

ЛДПС - локальна диференціальна підсистема

МБР - міжконтинентальна балістична ракета

МВ - мітка часу

НАП - навігаційна апаратура споживачів

НКА - навігаційний КА

НКУ - наземний комплекс управління

НСВТ - навігаційний сгнал високої точності

НССТ - навігаційний сигнал середньої точності

ОГ - орбітальне угруповання

ПСП - псевдослучайная послідовність

ПКУ - підсистеми контролю та управління

РВСП - ракетні війська стратегічного призначення

СК - система корекції

СКФ - система контролю фаз

СО - система орієнтації та стабілізації

СК - система корекції

СЕП - система електроживлення

ФМ - фазова маніпуляція

ЧВО - частотно-часове забезпечення

ЧВП - частотно-тимчасова поправка

ЦІ - цифрова інформація

ЦС-центральний синхронізатор

ЦУС - центр управління системою ГЛОНАСС

ШВ - шкала часу

ЕІ - ефемеридні інформація

ЕО-ефемеридної забезпечення

UTC - координований всесвітній час

Використана література

1. Радіотехнічні системи. Під ред. Казарінова Ю.М. М.: Вища школа, 1990.

2. Соловйов Ю.О. Системи супутникової навігації. М.: Еко-Трендз, 2000.

3. Глобальна супутникова радіонавігаційна система ГЛОНАСС / Под ред. В.Н. Харисова, А.І. Перова, В.А. Болдіна. М.: ІПРЖР, 1998.

4. Липкин І.А. Супутникові навігаційні системи. М.: Вузівська книга, 2001.

5. Глобальна навігаційна супутникова система ГЛОНАСС. Інтерфейсний контрольний документ. М.: книц ВКС, 1995.