Способ определения погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала

Способ определения погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала, по которому устанавливают сигнал с несущей частотой fн, равной несущей частоте имитируемого навигационного космического аппарата, с помощью имитатора навигационных сигналов, измеряют значения задержек сигнала с помощью навигационной аппаратуры потребителя, определяют погрешности измерений путем определения разности задержек сигналов имитатора навигационных сигналов и задержек, измеренных навигационной аппаратурой потребителя, разделяют суммарную погрешность измерений на погрешность навигационной аппаратуры потребителя и погрешность имитатора навигационных сигналов. При этом в двух неизменных каналах навигационной аппаратуры потребителя определяют псевдодальности навигационных сигналов, сформированных в каждом из двух каналов имитатора навигационных сигналов по результатам соответствующих измерений. Технический результат - определение погрешности формирования псевдодальности между каналами имитатора навигационных сигналов без использования линии задержки, то есть исключив дополнительную неизвестную погрешность. 1 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах космической навигации для повышения точности имитаторов навигационных сигналов в части устранения погрешностей формирования сигналов между каналами.

Известен способ оценки среднеквадратичного отклонения (СКО) случайной составляющей погрешности временной задержки навигационных сингналов, формируемых контрольно-проверочным генератором МРК40 (стр.33-36 в Прецизионный измеритель временных характеристик генераторов навигационных сигналов космических навигационных спутников: доклад / В.П.Ильченко, В.Ю.Лебедев, В.И.Тисленко // Научная сессия ТУСУР-2010: Материалы докладов Всероссийской научно-технической конференции студентов, аспирантов и молодых ученых, Томск, 4-7 мая 2010 г. - Томск: В-Спектр, 2010. Ч.1. - 352 с.), состоящий в следующем.

Синхронизация цифрового осциллографа осуществлялась по сигналу «1 сек», поступающему от МРК40, который также используется для формирования навигационного сигнала (НС). Оценки временных задержек (по несущей частоте и дальномерному коду) выполнялись с использованием разработанного алгоритма при обработке реализации НС на интервале 1 мс. В качестве сигнала опорной частоты для аналого-цифрового преобразователя в цифровом осциллографе и МРК40 использовался сигнал «10 МГц», формируемый рубидиевым стандартом частоты.

Основным недостатком этого способа является высокий уровень сигнала, не менее минус 80 дБВт, данный уровень" сигнала достигается при использовании малошумящего усилителя, который вносит дополнительную неизвестную погрешность.

Наиболее близким к заявляемому является способ (RU №2318189, G01C 25/00), основанный на разделении суммарной погрешности измерений на погрешность в навигационной аппаратуре потребителя (НАП) и погрешность имитатора навигационных сигналов (ИНС).

Вначале производится измерение суммарных погрешностей НАП и ИНС. Устанавливается фаза сигнала ИНС для первой поверяемой точки. Линией задержки устанавливается исходная (нулевая) задержка τз=0 на частоте f, производится калибровка НАП. С равномерным шагом ϕ, последовательно устанавливаются дискретные значения фазы сигнала на выходе ИНС, равные второй, третьей и т.д. до последней K-й поверяемой точки его фазовой шкалы. С помощью НАП производятся измерения фазы сигнала во всех задаваемых точках.

Затем устанавливается фаза сигнала ИНС для первой поверяемой точки, и линией задержки вводится дополнительная задержка сигнала τз=α, величину которой целесообразно устанавливать по измерениям НАП, кратной величине приращения фазы сигнала ИНС (ϕ). На ИНС последовательно устанавливаются дискретные значения фазы сигнала, равные второй, третьей и т.д. до K-й точки. С помощью НАП производятся измерения фазы сигнала во всех задаваемых точках. Полученные экспериментальные зависимости при нулевой линии задержки и при задержке сигнала τз=α позволяют определить погрешности НАП и ИНС. Значения погрешностей при этом определяются для К дискретных значений фазы сигнала, задаваемых ИНС.

Основным недостатком этого способа является использование линии задержки, которая вносит дополнительную неизвестную погрешность, которая искажает псевдодальность сформированного навигационного сигнала

Задачей изобретения является определение погрешности формирования псевдодальности между каналами имитатора навигационных сигналов, исключая дополнительную неизвестную погрешность.

Поставленная задача решается тем, что в способе определения погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала, по которому устанавливают сигнал с несущей частотой fн, равной несущей частоте имитируемого навигационного космического аппарата, с помощью имитатора навигационных сигналов, измеряют значения задержек сигнала с помощью навигационной аппаратуры потребителя, определяют погрешности измерений путем определения разности задержек сигналов имитатора навигационных сигналов и задержек, измеренных навигационной аппаратурой потребителя, разделяют суммарную погрешность измерений на погрешность навигационной аппаратуры потребителя и погрешность имитатора навигационных сигналов, согласно изобретению в двух неизменных каналах навигационной аппаратуры потребителя определяют псевдодальности навигационных сигналов, сформированных в каждом из двух каналов имитатора навигационных сигналов по результатам измерений

,

,

где

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов;

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов;

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов;

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов;

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя, с последующим определением погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала между указанными каналами имитатора навигационных сигналов из выражения:

,

где

- задержки формирования сигнала в N-м канале имитатора;

- задержки формирования сигнала в M-м канале имитатора;

- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя.

На чертеже приведена схема экспериментальной установки для реализации предлагаемого способа.

С целью уменьшения влияния случайной составляющей погрешности формирования и определения псевдодальности навигационную аппаратуру потребителя и имитатор навигационных сигналов синхронизируют по частоте (например, 10 МГц) и секундной метке времени. Имитатор навигационных сигналов формирует 2 сигнала: A-й литеры ГЛОНАСС в N-м канале и B-й литеры ГЛОНАСС в M-м канале. Навигационная аппаратура потребителя осуществляет захват и сопровождение сигналов в Х-м и Y-м каналах соответственно.

Ниже приведена разность псевдодальности формируемых N-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя сигнала A-й литеры ГЛОНАСС.

где - псевдодальность принимаемого навигационного сигнала A-й литеры ГЛОНАСС X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- псевдодальность формируемого навигационного сигнала A-й литеры ГЛОНАСС N-м каналом имитатора навигационных сигналов.

Подробнее рассмотрим , которая состоит из литерной задержки для A-й литеры ГЛОНАСС в имитаторе навигационных сигналов , литерной задержки для A-й литеры в навигационной аппаратуре потребителя и задержки формирования сигнала имитатора навигационных сигналов в N-м канале .

Далее рассмотрим разность формируемых M-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя сигнала ГЛОНАСС B-й литеры.

где - псевдодальность принимаемого навигационного сигнала B-й литеры ГЛОНАСС Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;

- псевдодальность формируемого навигационного сигнала B-й литеры ГЛОНАСС М-м каналом имитатора навигационных сигналов.

Подробнее рассмотрим , которая состоит из литерной задержки для B-й литеры ГЛОНАСС в имитаторе навигационных сигналов , литерной задержки для B-й литеры ГЛОНАСС в навигационной аппаратуре потребителя и задержки формирования сигнала имитатора навигационных сигналов в M-м канале .

Далее меняем местами формируемые сигналы в имитаторе навигационных сигналов. N-й канал формирует ГЛОНАСС B-ю литеру:

а M-й канал формирует ГЛОНАСС A-ю литеру:

Распишем (5) и (6) подробнее:

Затем найдем разницу уравнений (2), (4)

и уравнений (5), (6)

Если сложить уравнения (9) и (10), получим удвоенную межканальную задержку имитатора навигационных сигналов между N-м и M-м каналами:

Т.е. разность между N-м и M-м каналами имитатора навигационных сигналов равна:

Из формулы (13) следует, что определена погрешность формирования псевдодальности между каналами имитатора навигационных сигналов без использования линии задержки.

По аналогии определяется погрешность формирования псевдодальности между каналами имитатора навигационных сигналов для остальных каналов.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет определить погрешность формирования псевдодальности навигационного сигнала между каналами имитатора навигационных сигналов без использования линии задержки, т.е. исключив дополнительную неизвестную погрешность

Способ определения погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала, по которому устанавливают сигнал с несущей частотой fн, равной несущей частоте имитируемого навигационного космического аппарата, с помощью имитатора навигационных сигналов, измеряют значения задержек сигнала с помощью навигационной аппаратуры потребителя, определяют погрешности измерений путем определения разности задержек сигналов имитатора навигационных сигналов и задержек, измеренных навигационной аппаратурой потребителя, разделяют суммарную погрешность измерений на погрешность навигационной аппаратуры потребителя и погрешность имитатора навигационных сигналов, отличающийся тем, что в двух неизменных каналах навигационной аппаратуры потребителя определяют псевдодальности навигационных сигналов, сформированных в каждом из двух каналов имитатора навигационных сигналов по результатам измерений


где
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов;
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов;
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов;
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов;
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;
- псевдодальность навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя, с последующим определением погрешности формирования псевдодальности навигационного сигнала между указанными каналами имитатора навигационных сигналов из выражения:
,
где
- задержки формирования сигнала в N-м канале имитатора;
- задержки формирования сигнала в M-м канале имитатора;
- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;
- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;
- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС B-й литеры, формируемого N-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого Y-м каналом навигационной аппаратуры потребителя;
- разность между псевдодальностями навигационного сигнала ГЛОНАСС A-й литеры, формируемого M-м каналом имитатора навигационных сигналов и принимаемого X-м каналом навигационной аппаратуры потребителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение предназначено для использования при изготовлении чувствительных элементов электростатических гироскопов. На сферическую поверхность ротора гироскопа после финишной балансировки и сферодоводки наносят износостойкое тонкопленочное покрытие нитрида титана методом магнетронного напыления и затем формируют на этом покрытии растровый рисунок посредством лазерного маркирования.

Изобретение относится к области приборостроения, в частости к устройствам для поверки геодезических приборов, лазерных измерительных систем (трекеров) и сканеров.

Стенд предназначен для использования в измерительной технике. Стенд содержит корпус, вал, основную платформу, на которой установлен измеритель угловых скоростей, электродвигатель, первый усилитель мощности, кольцевой коллектор, дополнительную платформу, закрепленную на валу, на которой установлены шесть акселерометров и измерительный датчик угловой скорости; упругий торцевой токоподвод, содержащий верхнюю и нижнюю колодки, и золотые проводники подвода питания, два геркона, закрепленные на нижней колодке, взаимодействующий с герконами магнит, цилиндрическую втулку, подвешенную в корпусе на шарикоподшипниковых опорах соосно с валом, стержень.

Изобретение относится к приборостроению и может использоваться для изготовления упругих подвесов чувствительных элементов динамически настраиваемых гироскопов.

Изобретение относится к метрологии, в частности к устройствам поворотного типа для калибровки углозадающих и угломерных приборов в фиксированных точках (отметках) шкалы.

Изобретение относится к приборостроению и, в частности, к стендовой испытательной аппаратуре, предназначенной для пространственной ориентации объектов контроля, чувствительных к угловым перемещениям.

Изобретение относится к области приборостроения бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) и бесплатформенных инерциальных систем ориентации (БИСО) на основе лазерных гироскопов (ЛГ), в частности на основе трехосных ЛГ (ТЛГ) с одним общим вибратором (ОВ).

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к способам и средствам калибровочных испытаний гироприборов. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах управления подвижными объектами. .

Изобретение относится к области волоконной оптики и может быть использовано при конструировании волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) и других датчиков физических величин на основе одномодовых световодов.

Изобретение относится к области комплексного контроля инерциальных навигационных систем управления подвижными объектами и, в частности, к средствам аппаратурно-безызбыточного контроля систем ориентации и навигации беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов, минимального веса, габаритов, энергопотребления, сложности и стоимости. Способ контроля состоит в одновременном измерении и сравнении ускорений объекта. Для этого производится измерение абсолютных угловых и линейных скоростей объекта датчиками угловых скоростей и датчиками скоростей инерциальной системы. Устройство содержит сумматоры, умножители, функциональные преобразователи, преобразователи координат и компараторы, соединенные так, что выходные сигналы сумматоров сравниваются с пороговыми значениями оценок точности измеренных и вычисленных ускорений. Отличие оценок ускорений от их измеренных значений на компараторах устройства служит для фиксации отказа инерциальной навигационной системы. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к приборостроению, в частности к механической стендовой испытательной аппаратуре, предназначенной для установки, крепления и пространственной ориентации объектов контроля, чувствительных к угловым перемещениям. Техническим результатом является повышение точности пространственной ориентации контролируемых объектов. Стенд содержит основание, наружную и внутреннюю рамы, образующие карданов подвес с горизонтальной осью рамы, электроприводы их поворота. Стенд также содержит дополнительный карданов подвес с наружной и внутренней рамками, двухкоординатный акселерометр, закрепленный на внутренней рамке так, что оси его чувствительности параллельны соответствующим осям дополнительного карданова подвеса, дополнительные два электропривода поворота соответственно наружной и внутренней рамок и два круговых измерителя угловых перемещений, один из которых предназначен для измерения угла поворота рамы, другой - внутренней рамы. 2 ил.

Изобретение относится к вибрационным гироскопам. Гироскопическая система содержит по меньшей мере четыре вибрационных гироскопа, выполненных с возможностью изменения положения вибрации. Первое измерение обеспечивается калибруемым гироскопом, и второе измерение обеспечивается комбинацией соответствующих измерений от других гироскопов системы, при этом эти первое и второе измерения выполняются по одной и той же оси измерения. После определения значения ухода измерения между первым измерением и вторым измерением следует команда на изменение положения вибрации калибруемого гироскопа в другое положение вибрации и значение ухода определяется еще раз. Команда на изменение положения вибрации и определение значения ухода повторяется K раз, где K - положительное целое число. Затем на основе полученных значений ухода формируется модель ухода в зависимости от положения вибрации калибруемого гироскопа. Изобретение позволяет повысить точность калибровки. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к гироскопическим системам, которые основаны на использовании вибрационных гироскопов. В гироскопической системе, содержащей по меньшей мере четыре вибрационных гироскопа, первое измерение обеспечивается вибрационным гироскопом, подлежащим калибровке, и второе измерение обеспечивается комбинацией измерений из других вибрационных гироскопов системы. На уровне вибрационного гироскопа, подлежащего калибровке, применяют начальную команду для предписания изменения позиции из первой вибрационной позиции во вторую вибрационную позицию. Калиброванное значение масштабного коэффициента вибрационного гироскопа, подлежащего калибровке, определяют на основании вычисленного значения в отношении изменения позиции, на основании периода времени, в течение которого применяется начальная команда, начальной команды, разности углов между первой и второй вибрационными позициями, измеренной согласно первому измерению, и разности углов, измеренной согласно второму измерению. Изобретение обеспечивает повышение точности калибровки в отношении значения масштабного коэффициента. 2 н. и 9 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для заводских, отладочных или предварительных приемочных испытаний навигационных систем внутритрубных инспектирующих снарядов без использования действующих трубопроводов. Технический результат - повышение точности. Для этого комплекс состоит из наземного путепровода, имитирующего участок трубопровода с нужными наклонами и изгибами, двухколесного с продольным расположением колес подвижного устройства, с задним колесом которого связан колесный одометр, устройства вращения испытуемой инерциальной системы вокруг ее продольной оси, управляемой программируемым контроллером, множества активных маркеров, расставленных с требуемым интервалом вдоль трассы и привязанных с помощью высокоточных средств к географическим координатам, и переносного компьютера. Привязка маркеров может быть осуществлена, например, с помощью DGPS аппаратуры. 4 ил.

Изобретение относится к технике калибровки поворотно-чувствительных устройств без движущихся масс. В способе получения масштабного коэффициента волоконно-оптического гироскопа (ВОГ) осуществляют угловое перемещение ВОГ в виде его колебательного движения с заданной угловой скоростью в пределах выбранного угла качания между двумя фиксированными положениями. При этом величину углового перемещения выбирают кратной величине угла качания, а величину интеграла выходного сигнала ВОГ определяют в виде интеграла модуля этого сигнала, усредненного по количеству периодов колебаний, продолжительность каждого из которых от момента начала и до конца периода определяют по моментам достижения фиксированных положений угла качания. Технический результат заключается в обеспечении возможности простого и эффективного определения масштабного коэффициента ВОГ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу изготовления газодинамического подшипника поплавкового гироскопа. Осуществляют формообразование фланца и опоры с полусферическими встречно обращенными рабочими поверхностями. Ионным травлением выполняют на рабочей поверхности опоры диаметра D аэродинамический профиль в виде канавок из равновеликих отрезков сферических винтовых линий. Переменную глубину канавок в продольном сечении задают монотонным увеличением толщины элемента маски с прорезями в направлении от разъема к полюсу опоры. Переменную глубину канавок в поперечном сечении обеспечивают, выполняя второй элемент маски в виде неподвижного экрана, перпендикулярного оси ионного потока. В результате достигается высокое качество и точность выполнения газодинамического подшипника и его аэродинамического профиля. 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к средствам измерения вибрационных реактивных моментов гиромоторов. Стенд содержит подвес, камеру, допускающую закрепление гиромотора экваториальной либо полярной осями вдоль оси подвеса, средство измерения вибраций в виде первого магнитоэлектрического датчика, обмотки которого закреплены в корпусе устройства в поле магнитов, установленных на оси подвеса, и состыкованы через измерительный усилитель со средством измерения сигнала и усилителем мощности, нагрузкой которого являются обмотки второго магнитоэлектрического датчика, установленного соосно с первым датчиком, подвес выполнен в виде вала, соединенного с камерой и вертикально установленного в подшипниках корпуса, расположенного на подставке; токоподводы гиромотора выполнены в виде трех пружин, противоположные концы которых через контактные платы стыкуются с камерой и корпусом стенда. Техническим результатом является повышение точности и технологичности контроля вибрационных реактивных моментов гиромотора на этапе его изготовления. 4 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к испытательному оборудованию для калибровки приборов системы навигации и топопривязки. В установочной площадке внутренней рамы динамического двухосного стенда размещены цилиндрические секторы со сквозными пазами, выполненными по дугам окружности концентрично наружной и внутренней поверхностям. Каждый сектор установлен на шпильке с возможностью перемещения в окружном направлении, на внутренней поверхности каждого сектора выполнена цилиндрическая канавка, посредством которой секторы сопряжены с наружной поверхностью кольца, ось которого перпендикулярна оси вращения внешней рамы. Один конец шпильки установлен в крепежное отверстие испытываемого прибора, а другой конец ввинчен в резьбовое отверстие установочной площадки внутренней рамы. Технический результат - повышение точности динамического двухосного стенда. 5 ил.

Изобретение относится к области прецизионного приборостроения и может быть использовано при разработке и производстве двухстепенных поплавковых гироскопов. Заявлен способ определения погрешности двухстепенного поплавкового гироскопа, включающий установку гироскопа на неподвижном основании, включение в режим обратной связи датчик угла - усилитель - преобразователь - датчик момента, запуск гиромотора, нагрев гироскопа, измерение тока в цепи датчика момента обратной связи, определение погрешности гироскопа. Нагрев гироскопа осуществляют до температуры, определяемой по минимальному значению разности токов, измеряемых в цепи датчика момента обратной связи в двух положениях статического равновесия гирокамеры, которые она соответственно занимает после отклонения вокруг оси подвеса в одну и другую стороны на углы 2÷10 угл. мин, при фиксированных значениях температуры гироскопа, изменяемой в диапазоне Ti=(Tрac+idT)°C, где Трас - расчетное значение температуры, dT=1°С - дискретность изменения температуры, -3≤i≤3. Технический результат - повышение точности определения погрешности двухстепенного поплавкового гироскопа. 3 ил.
Наверх