Способ определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя и система для его реализации

Авторы патента:

Куршин Владимир Викторович (RU)

Молоканов Андрей Владимирович (RU)

G01S19/23 - Радиопеленгация; радионавигация; измерение расстояния или скорости с использованием радиоволн; определение местоположения или обнаружение объектов с использованием отражения или переизлучения радиоволн; аналогичные системы с использованием других видов волн (обнаружение масс или объектов способами, не использующими отражение или переизлучение радиоволн, звуковых или других волн G01V)

Владельцы патента RU 2577846:

Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") (RU)

Изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано в качестве оценки достоверности высокоточного навигационного определения. Технический результат состоит в повышении достоверности высокоточных навигационных определений и уменьшении времени оповещения потребителя о нарушении целостности навигации. Для этого вычисляются уровни защиты по горизонтали и вертикали, сравниваемые с соответствующими им аварийными пределами. Вычисление уровней защиты производится с учетом величины ошибки положения, которая может быть вызвана текущими измерениями, введения коэффициентов, отражающих доверительный диапазон по горизонтали и вертикали, для учета погрешностей, вносимых при распространении сигнала от навигационных космических аппаратов (НКА), а также погрешностей эфемеридно-временного обеспечения НКА, либо коррекций спутниковых часов и коррекций орбиты, в случае применения корректирующей информации от широкозонного функционального дополнения. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано в качестве оценки достоверности высокоточного навигационного определения.

Известен способ внутрисистемного мониторинга навигационных сигналов каждого спутника GPS (статья “Precise Point Positioningand Integrity Monitoring with GPS and GLONASS”, авторы: AlttiJokinen, ShaojunFeng, Carl Milner, Wolfgang Schuster and Washington Ochieng, URL: http://www.rin.org.uk/Uploadedpdfs/ConferenceProceedings/Jokinen%20paper%202A-web.pdf (дата обращения 28.03.14)), который проводится в рамках решения задачи эфемеридно-временного обеспечения системы на основе беззапросных измерений контрольного сегмента GPS. Все оценки качества функционирования навигационного космического аппарата (НКА) делаются на основе измерений по Р-коду, поскольку считается, что поведение параметров сигнала в кодах Р и С/А идентично. Параметры С/А-кода контролируются лишь в течение краткого периода времени при восхождении НКА в секторе видимости станции.

Недостатком является большой период времени с момента определения неисправности НКА до момента оповещения потребителя, поскольку между моментом возникновения неисправности НКА и моментом установки признака «не здоров» в навигационном сообщении может пройти несколько часов.

В работе “GNSS navigation solution integrity in non-controlled environments” (US 8131463, приор. 26.02.2009) описан алгоритм оценки целостности навигационного определения для одиночного приемника.

Недостатком указанного патента является то, что в описанном алгоритме не используют корректирующую информацию от какого-либо функционального дополнения глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС) и не применяют для определения местоположения метод наименьших квадратов, что приводит к снижению достоверности высокоточного навигационного определения.

Техническим результатом заявленного изобретения является повышение достоверности высокоточных навигационных определений и уменьшение времени оповещения потребителя о нарушении целостности навигации.

Технический результат заявленного изобретения достигается тем, что способ определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя заключается в том, что принимают при помощи антенно-фидерного устройства приемника первый радиосигнал всех видимых навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем, содержащий навигационную информацию, второй радиосигнал, содержащий корректирующую навигационную информацию хотя бы от одного космического аппарата широкозонной дифференциальной системы, и третий радиосигнал, содержащий измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы) от опорного приемника локальной дифференциальной системы, далее формируют в радиочастотной части приемника измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы), используя первый сигнал, передают в вычислительное устройство приемника первый, второй и третий радиосигналы, далее в блоке формирования массива первичных измерений вычислительного устройства приемника формируют вторые и третьи разности первичных радионавигационных параметров с использованием первого и третьего сигналов, формируют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника ковариационную матрицу ошибок

, где R_S- подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдодальности; R_δФ - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений приращений псевдофазы; R_Ф - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдофазы,

и проекционную матрицу

где H - матрица вторых разностей частных производных (направляющих косинусов) вектора оцениваемых параметров, с использованием первого, второго и третьего сигналов, определяют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника параметры неоднозначности фазовых измерений на основе полученных вторых и третьих разностей первичных радионавигационных параметров, соответствующих им ковариационной матрицы ошибок и проекционной матрицы, вычисляют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника высокоточное навигационное определение на основе калмановской фильтрации, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника величины ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, обусловленные текущими измерениями первичных радионавигационных параметров

где P₁₁, P₂₂, P₃₃ - элементы ковариационной матрицы ошибок, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника горизонтальный и вертикальный уровни защиты с использованием заданных факторов, отражающих доверительные диапазоны в плоскости и по высоте, отражающих неточности моделирования атмосферных погрешностей и погрешностей, вызванных многолучевостью, а также с использованием точности формирования коррекции частотно-временных параметров и орбиты НКА в широкозонной дифференциальной системе

где A_Н- коэффициент проекции ошибок в горизонтальной плоскости; A_V - коэффициент проекции ошибок в вертикальной плоскости.

где HPL_ВНО- радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя;

VPL_ВНО - половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя;

K_H- фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;

K_V- фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте;

S_bias - точность формирования коррекций частотно-временных параметров и орбиты НКА,

оценивают в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника целостность высокоточного навигационного определения потребителя путем сравнения с заданными потребителем аварийными пределами по горизонтали и вертикали, после сообщают с помощью устройства отображения информации приемника полученную из вычислительного устройства приемника целостность высокоточных навигационных определений потребителя.

Система определения целостности высокоточного навигационного определения потребителя состоит из всех видимых навигационных космических аппаратов глобальной навигационной спутниковой системы, хотя бы одного космического аппарата широкозонной дифференциальной системы, опорного приемника локальной дифференциальной системы и приемника, в свою очередь приемник состоит из первого антенно-фидерного устройства, вход которого является первым входом приемника, радиочастотной части, вход которой соединен с выходом первого антенно-фидерного устройства, вычислительного устройства, первый вход которого соединен с выходом радиочастотной части, устройства отображения информации, вход которого соединен с выходом вычислительного устройства, также приемник состоит из последовательно соединенных второго антенно-фидерного устройства, вход которого является вторым входом приемника, и устройства приема локальной корректирующей информации, выход устройства приема корректирующей информации соединен со вторым входом вычислительного устройства, при этом все видимые навигационные космические аппараты глобальной навигационной спутниковой системы связаны односторонней радиосвязью с первым входом приемника и входом опорного приемника локальной дифференциальной системы, хотя бы один космический аппарат широкозонной дифференциальной системы связан односторонней радиосвязью с первым входом приемника, а выход опорного приемника локальной дифференциальной системы связан односторонней радиосвязью со вторым входом приемника.

Вычислительное устройство приемника включает в себя последовательно соединенные блок формирования массива первичных измерений, блок реализации режима относительной навигации и блок определения целостности навигационных определений соответственно, первый и второй входы блока формирования массива первичных измерений являются первым и вторым входами вычислительного устройства соответственно, выход блока определения целостности навигационных определений является выходом вычислительного устройства.

Сущность и признаки заявленного изобретения в дальнейшем поясняются чертежами, где показано следующее:

на фиг. 1 - блок-схема системы определения целостности высокоточных навигационных определений, где:

1…1_N - космические аппараты широкозонной дифференциальной системы;

2…2_N - навигационные космические аппараты глобальной навигационной спутниковой системы;

3 - локальная дифференциальная система;

4 - опорный приемник локальной дифференциальной системы;

5 - приемник;

6 - первое антенно-фидерное устройство;

7 - второе антенно-фидерное устройство;

8 - радиочастотная часть;

9 - устройство приема локальной корректирующей информации;

10 - вычислительное устройство;

11 - устройство отображение информации;

12 - первый радиосигнал от НКА;

13 - второй радиосигнал от КА широкозонной дифференциальной системы;

14 - третий радиосигнал от опорного приемника локальной дифференциальной системы;

на фиг. 2 - блок-схема вычислительного устройства приемника, где:

10 - вычислительное устройство;

15 - блок формирования массива первичных измерений;

16 - блок реализации режима относительной навигации;

17 - блок определения целостности навигационных определений;

на фиг. 3 - блок-схема алгоритма определения целостности высокоточных навигационных определений, где:

18 - формирование первичных измерений;

19 - локальная дифференциальная система;

20 - первичные измерения опорного приемника;

21 - первичные измерения приемника;

22 - общий массив первичных измерений;

23 - алгоритм относительной навигации;

24 - формирование вторых и третьих разностей измерений;

25 - корректирующая информация широкозонной ДС;

26 - формирование ковариационной и проекционной матриц;

27 - определение параметров неоднозначности фазовых измерений;

28 - целостность навигационных определений;

29 - определение величин ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, определяемых текущими измерениями;

30 - определение горизонтального (HPL) и вертикального (VPL) уровней защиты;

31 - определение целостности высокоточного навигационного определения;

32 - целостность обеспечения;

33 - вывод результатов высокоточных навигационных определений не обеспеченных признаком целостности;

34 - вывод достоверных результатов высокоточных навигационных определений;

на фиг. 4 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 20 км;

на фиг. 5 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 35 км;

на фиг. 6 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 45 км;

на фиг. 7 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 20 км;

на фиг. 8 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 35 км;

на фиг. 9 - горизонтальный, вертикальный уровни защиты и горизонтальная и вертикальная ошибка положения для длины базовой линии 45 км при работе по совмещенному созвездию НКА GPS/ГЛОНАСС.

Решение задачи навигации потребителя на основе измерений нарастающего объема (фильтра Калмана) позволяет найти оценку вектора положения потребителя с учетом всех проведенных ранее измерений, что уменьшает влияние аномальных ошибок измерений на результат решения задачи местоопределения. При описании модели движения объекта используют линеаризацию в окрестности текущего фазового вектора потребителя Х_k. Переходная матрица линейной модели движения объекта есть Ф.

Априорные оценки вектора потребителя (X) и ковариационной матрицы ошибки определения вектора потребителя (P) обозначены верхним индексом "-", а апостериорные оценки - индексом "+".

Процедура применения фильтра Калмана на каждом шаге измерений k (k=0,1,2,…) имеет следующий вид:

• Вычисляется ожидаемый вектор измерений

(1)

• Вычисляется матрица измерений

(2)

• Вычисляется матрица обратной связи K_kпри помощи уравнения:

(3)

• Определяется апостериорная оценка фазового вектора потребителя:

(4)

• Определяется апостериорная ковариационная матрица ошибки определения фазового вектора потребителя:

(5)

здесь I - единичная матрица

• Вычисляется априорная оценка ковариационной матрицы на следующем k+1 шаге:

(6)

здесь - ковариационная матрица возмущений

• Вычисляется фазовый вектор потребителя на следующем k+1 шаге:

(7)

В режиме относительной высокоточной навигации по радиосигналам НКА ГНСС (2₁…2_N), принимаемых опорным приемником (4) локальной дифференциальной системы (3) и первым антенно-фидерным устройством (6) приемника (5), в радиочастотной части (8) приемника (5) осуществляется формирование измерений первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы) (см. фиг. 1). Первым антенно-фидерным устройством (6) приемника (5) осуществляется прием радиосигналов от космических аппаратов широкозонной дифференциальной системы (1₁…1_N) с коррекциями спутниковых часов и орбиты НКА ГНСС. Опорный приемник (4) локальной дифференциальной системы (3) располагается в точке с координатами, известными с высокой точностью. Посредством второго антенно-фидерного устройства (7) и устройства приема локальной корректирующей информации (9) измерения с опорного приемника (4) локальной дифференциальной системы (3) становятся доступны в вычислительном устройстве (10) приемника (5). По измерениям от навигационных космических аппаратов (2₁…2_N), одновременно наблюдаемых на опорном приемнике (4) и приемнике (5), в вычислительном устройстве (10) формируются вторые и третьи разности. Вектор измеренных параметров представим в виде:

(8)

где ΔΔS - вторые разности измерений псевдодальности; ΔΔδФ - вторые разности приращений псевдофазы (третьи разности); ΔΔФ - вторые разности измерений псевдофазы.

Ковариационная матрица ошибок измерений имеет вид:

(9)

где R_S- подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдодальности; R_δФ - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений приращений псевдофазы; R_Ф - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдофазы.

В общем виде вектор оцениваемых параметров для относительной высокоточной навигации имеет вид:

(10)

где X, Y, Z- координаты определяемого пункта; N - неоднозначность измерений псевдофазы.

В заявленном способе определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя предлагается использовать параметры для оценки характеристик точности навигации потребителя, аналогичные параметрам для широкозонных функциональных дополнений ГНСС (горизонтальный и вертикальный уровень защиты):

• HPL_ВНО- радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя.

• VPL_ВНО - половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя.

Применение данных оценок характеристик точности дает возможность получить количественную оценку качества навигационного определения и отобразить потребителю с помощью устройства отображения информации (11). Величины ошибок определения положения потребителя в горизонтальной плоскости и по вертикали вычисляются на основе коэффициентов ковариационной матрицы ошибок определения вектора положения:

(11)

(12)

где P₁₁, P₂₂, P₃₃ - элементы ковариационной матрицы ошибок (5).

Расчет HPL_ВНОи VPL_ВНО проводится по следующим формулам:

(13)

(14)

где K_H- фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;

K_V- фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте.

Проблемы с вычислением горизонтального и вертикального уровней защиты появляются, особенно в статических случаях, когда оценка положения в фильтре Калмана сходится к некоторой очень маленькой величине. Поэтому невозможно использовать эти данные, чтобы вычислить реалистичные уровни защиты. Уровни защиты, рассчитанные заявленным способом, описывают только, какая величина ошибки положения может быть вызвана текущими измерениями, но эти уровни защиты не сообщают пользователю о полных ошибках положения. Присутствующие при спутниковой навигации тропосферная, ионосферная погрешности, а также эффект многолучевости не могут быть смоделированы или исправлены полностью. Кроме того, ошибки в эфемеридно-временном обеспечении навигационных космических аппаратов (НКА), либо в коррекциях спутниковых часов и коррекциях орбиты, в случае применения корректирующей информации от широкозонного функционального дополнения, могут оказывать шумовое воздействие на измерения навигационных параметров.

Вышеперечисленные положения должны быть приняты во внимание при вычислении реалистичных уровней защиты. Для обеспечения вероятности правильного определения положения потребителя ~ 99,9% величины факторов, отражающих доверительный диапазон в плоскости (K_H) и по высоте (K_V), принимаем равными 6.

В заявленном способе определения целостности для высокоточной навигации потребителя проекционная матрица имеет вид:

(15)

Тогда коэффициенты проекции ошибок в горизонтальной области (A_H)и по вертикали(A_V) рассчитываются по следующим формулам:

(16)

(17)

Горизонтальный и вертикальный уровни защиты для режима высокоточной навигации, с учетом качества измерений и точности формирования коррекций частотно-временных параметров (ЧВП) и орбиты НКА в широкозонных функциональных дополнениях, рассчитываются по следующим формулам:

(18)

(19)

где S_bias - точность формирования коррекций ЧВП и орбиты НКА.

Уровень точности формирования коррекций ЧВП и орбиты НКА в широкозонных системах порядка 5 см.

После вычисления горизонтального и вертикального уровней защиты их сравнивают с заданным потребителем аварийным пределом и принимают решение о целостности высокоточного навигационного определения потребителя.

Экспериментальная оценка определения целостности навигационных определений проводилась для режима относительных определений на разных длинах базовой линии и различного состава визируемого созвездия НКА. При обработке экспериментальных данных использовался алгоритм комплексной обработки локальной и широкозонной корректирующей информации. В качестве широкозонной корректирующей информации была использована корректирующая информация от широкозонного функционального дополнения СДКМ: коррекции часов и орбит НКА, данные о пригодности НКА для выполнения целевой задачи. Определение параметров HPL и VPL проводилось по заявленному способу определения целостности при высокоточных навигационных определений потребителя. При расчете HPL и VPL использовались следующие значения параметров: S_bias = 5 см; K_H= K_V=6. Ошибки определения положения в плоскости (Eh) и по высоте (Ev) оценивались относительно известных априорных координат пункта.

Первый набор экспериментов проводился для длины базовой линии порядка 20 км для созвездия НКА GPS, НКА ГЛОНАСС и совмещенного созвездия НКА ГЛОНАСС/GPS (фиг.4).

Второй набор экспериментов проводился для длины базовой линии порядка 35 км для созвездия НКА GPS и совмещенного созвездия НКА ГЛОНАСС/GPS (фиг.5).

Третий набор экспериментов проводился для длины базовой линии порядка 45 км для созвездия НКА GPS и совмещенного созвездия НКА ГЛОНАСС/GPS (фиг.6).

Для подтверждения повторяемости результатов экспериментальной отработки разработанной методики определения целостности высокоточных навигационных определений был проведен аналогичный набор экспериментов в другие сутки. Результаты экспериментальной оценки для длины базовой линии 20 км представлены на фигуре 7, для длины базовой линии 35 км - на фигуре 8, для длины базовой линии 45 км - на фигуре 9.

Проведенные экспериментальные оценки заявленного способа и системы определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя показывают, что расчет уровней защиты в плоскости и по высоте отражает реальную картину распределения ошибки навигационных определений потребителя.

1. Способ определения целостности высокоточных навигационных определений потребителя заключается в том, что принимают при помощи антенно-фидерного устройства приемника первый радиосигнал всех видимых навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем, содержащий навигационную информацию, второй радиосигнал, содержащий корректирующую навигационную информацию хотя бы от одного космического аппарата широкозонной дифференциальной системы, и третий радиосигнал, содержащий измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы) от опорного приемника локальной дифференциальной системы, далее формируют в радиочастотной части приемника измерения первичных радионавигационных параметров (псевдодальности и псевдофазы), используя первый сигнал, передают в вычислительное устройство приемника первый, второй и третий радиосигналы, далее в блоке формирования массива первичных измерений вычислительного устройства приемника формируют вторые и третьи разности первичных радионавигационных параметров с использованием первого и третьего сигналов, формируют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника ковариационную матрицу ошибок
$R = [\begin{matrix} R_{s} & 0 & 0 \\ 0 & R_{δ Φ} & 0 \\ 0 & 0 & R_{Φ} \end{matrix}]$ , где R_S- подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдодальности; R_δФ - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений приращений псевдофазы; R_Ф - подматрица ошибок невязок вторых разностей измерений псевдофазы,
и проекционную матрицу
$G = {(H^{T} R_{}^{- 1} H)}^{- 1} H^{T} R^{- 1}$ ,
где H - матрица вторых разностей частных производных $H (X) = \frac{\partial h (X)}{\partial X}$ (направляющих косинусов) вектора оцениваемых параметров,
с использованием первого, второго и третьего сигналов, определяют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника параметры неоднозначности фазовых измерений на основе полученных вторых и третьих разностей первичных радионавигационных параметров, соответствующих им ковариационной матрицы ошибок и проекционной матрицы, вычисляют в блоке реализации режима относительной навигации вычислительного устройства приемника высокоточное навигационное определение на основе калмановской фильтрации, определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника величины ошибок в горизонтальной плоскости и по вертикали, обусловленные текущими измерениями первичных радионавигационных параметров
$σ_{H} = \sqrt{P_{11} + P_{22}}$
$σ_{V} = \sqrt{P_{33}}$
где P₁₁, P₂₂, P₃₃ - элементы ковариационной матрицы ошибок,
определяют в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника горизонтальный и вертикальный уровни защиты с использованием заданных факторов, отражающих доверительные диапазоны в плоскости и по высоте, отражающих неточности моделирования атмосферных погрешностей и погрешностей, вызванных многолучевостью, а также с использованием точности формирования коррекции частотно-временных параметров и орбиты НКА в широкозонной дифференциальной системе
$A_{H} = \sum_{i = 1}^{n} \sqrt{G_{1, i}^{2} + G_{2, i}^{2}}$
$A_{V} = \sum_{i = 1}^{n} | G_{3, i}^{} |$
где A_H- коэффициент проекции ошибок в горизонтальной плоскости; A_V - коэффициент проекции ошибок в вертикальной плоскости.
$H P L_{В Н О} = K_{H} \cdot σ_{H} + S_{b i a s} A_{H}$
$V P L_{В Н О} = K_{V} \cdot σ_{V} + S_{b i a s} A_{V}$
где HPL_ВНО- радиус круга в горизонтальной плоскости с центром в точке реального положения потребителя;
VPL_ВНО - половина длины отрезка в вертикальном направлении с центром в точке реального положения потребителя;
K_H- фактор, отражающий доверительный диапазон в плоскости;
K_V- фактор, отражающий доверительный диапазон по высоте;
S_bias - точность формирования коррекций частотно-временных параметров и орбиты НКА,
оценивают в блоке определения целостности навигационных определений вычислительного устройства приемника целостность высокоточного навигационного определения потребителя путем сравнения с заданными потребителем аварийными пределами по горизонтали и вертикали, после сообщают с помощью устройства отображения информации приемника полученную из вычислительного устройства приемника целостность высокоточных навигационных определений потребителя.

2. Система определения целостности высокоточного навигационного определения потребителя состоит из всех видимых навигационных космических аппаратов глобальной навигационной спутниковой системы, хотя бы одного космического аппарата широкозонной дифференциальной системы, опорного приемника локальной дифференциальной системы и приемника, в свою очередь приемник состоит из первого антенно-фидерного устройства, вход которого является первым входом приемника, радиочастотной части, вход которой соединен с выходом первого антенно-фидерного устройства, вычислительного устройства, первый вход которого соединен с выходом радиочастотной части, устройства отображения информации, вход которого соединен с выходом вычислительного устройства, также приемник состоит из последовательно соединенных второго антенно-фидерного устройства, вход которого является вторым входом приемника, и устройства приема локальной корректирующей информации, выход устройства приема корректирующей информации соединен со вторым входом вычислительного устройства, при этом все видимые навигационные космические аппараты глобальной навигационной спутниковой системы связаны односторонней радиосвязью с первым входом приемника и входом опорного приемника локальной дифференциальной системы, хотя бы один космический аппарат широкозонной дифференциальной системы связан односторонней радиосвязью с первым входом приемника, а выход опорного приемника локальной дифференциальной системы связан односторонней радиосвязью со вторым входом приемника.

3. Система по п.2, в которой вычислительное устройство приемника включает в себя последовательно соединенные блок формирования массива первичных измерений, блок реализации режима относительной навигации и блок определения целостности навигационных определений соответственно, первый и второй входы блока формирования массива первичных измерений являются первым и вторым входами вычислительного устройства соответственно, выход блока определения целостности навигационных определений является выходом вычислительного устройства.

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ.

Способ и система для определения коррекций часов // 2574333

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является усовершенствование определения коррекций часов, которые не требуют точных часов, на любом сетевом приемнике.

Спутниковая навигационная система для помещений // 2574216

Изобретение относится к технике навигации. Технический результат состоит в повышении точности определения координат.

Аппарат и способ // 2570837

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в беспроводных системах связи. Технический результат состоит в повышении надежности передачи.

Способ и система для оценивания положения с компенсацией смещения // 2567501

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для определения местоположения объектов. Технический результат состоит в повышении точности определения местоположения.

Способ определения координат навигационного приемника // 2567368

Изобретение относится к средствам навигации и может быть использовано в транспортных средствах для определения местоположения транспортного средства. Достигаемый технический результат изобретения - обеспечение определения координат навигационного приемника с частичной компенсацией погрешностей.

Система и способ определения курсового угла транспортного средства // 2566685

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является определение курсового угла транспортного средства или оборудования, соединенного с транспортным средством.

Способ, устройство и система для определения позиции объекта, имеющего приемник глобальной навигационной спутниковой системы, посредством обработки неразностных данных, подобных измерениям фазы несущей, и внешних данных, подобных ионосферным данным // 2565386

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в глобальной навигационной спутниковой системе (GNSS). Технический результат состоит в повышении точности определения местоположения объектов.

Способ приема и комплексной обработки данных от спутниковых навигационных приемников космических аппаратов для диагностики возмущения ионосферы и аппаратно-программный комплекс для его реализации // 2564450

Изобретение относится к космической отрасли, а именно к средствам и способам оперативного мониторинга состояния ионосферы с использованием космических аппаратов (КА), и может использоваться, например, для оперативной диагностики ионосферных возмущений с целью принятия необходимых комплексных мер по повышению безопасности хозяйственной и научной деятельностей, сопряженных с применением наземных, морских, авиационных и космических средств.

Аппаратура передачи навигационных сигналов, способ передачи навигационных сигналов и аппаратура предоставления информации местоположения // 2561721

Изобретение относится к области навигации. Техническим результатом является повышение стабильности приема сигналов.

Способ позиционирования подвижного рельсового транспортного средства на железнодорожном пути // 2579606

Изобретение относится к области автоматики и телемеханики на железнодорожном транспорте. В способе предварительно задают систему реперных объектов, в качестве которых используют объекты инфраструктуры, в режиме реального времени одновременно определяют координаты транспортного средства и осуществляют лазерное сканирование местности, в автоматическом режиме обрабатывают результаты сканирования и формируют модель текущего положения объектов в виде облака точек, в соответствии с координатами позиционируют транспортное средство на цифровой карте местности с заданной системой реперных объектов. Причем в зоне позиционирования подвижного транспортного средства определяют реперные объекты, их текущее пространственное положение в виде облаков точек совмещают с их положением на проектной трехмерной векторной карте местности путем минимизации координатной невязки, истинное текущее географическое положение подвижного рельсового транспортного средства вычисляют относительно реперных объектов. Достигается повышение точности позиционирования. 1 ил.

Антенна, встроенная в устройство для дрессировки животных // 2580938

Изобретение относится к области радионавигационных систем позиционирования подвижных объектов, таких как животные. Техническим результатом является защита антенны устройства определения местонахождения животного от внешних воздействий за счет ее размещения внутри гибкого корпуса ошейника. Для этого устройство для определения местонахождения животного содержит средство связи с удаленным электронным устройством владельца или дрессировщика животного, с расположенным на нем электрическим разъемом, доступным снаружи для подключения к электросхеме средства связи, ошейник, один конец которого соединен с возможностью отсоединения со средством связи, и антенну GPS, встроенную в ошейник таким образом, что она расположена на удалении от средства связи. При этом устройство для определения местонахождения животного включает в себя электрический проводник, соединенный с антенной GPS, одна часть которого встроена в ошейник, а другая часть выходит из ошейника вблизи одного из концов ошейника и является гибкой. Кроме того, устройство для определения местонахождения животного содержит второй электрический разъем, электрически соединенный с незакрытым концом гибкой части электрического проводника, что позволяет электрически соединять друг с другом оба электрических разъема устройства определения местонахождения животного. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 18 ил.

Способ радиоэлектронного подавления аппаратуры потребителей спутниковых радионавигационных систем в пределах защищаемой территории // 2581602

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано в составе средств радиоэлектронной борьбы, решающих задачи защиты территории от носителей аппаратуры потребителей (АП) спутниковых радионавигационных систем (СРНС). Достигаемый технический результат - возможность организации радиоэлектронного подавления АП СРНС на больших территориях, уменьшение затрат на реализацию радиоэлектронного подавления и повышение живучести системы в условиях применения оружия, наводящегося на излучение. Технический результат достигается за счет того, что электромагнитное поле (ЭМП) маскирующей радиопомехи создают в барьерной зоне (БЗ), плотность потока мощности (ППМ) маскирующих радиопомех устанавливают из условия гарантированного срыва слежения за параметрами навигационного сигнала (НС) спутников, дополнительно в пределах БЗ создают радиопомехи, имитирующие НС спутников, с ППМ, достаточной для захвата соответствующих им ложных НС следящими контурами АП, носители которой расположены в БЗ, а внутри защищаемой территории создают ЭМП радиопомех, имитирующих НС спутников, с ППМ, не превышающей максимальное возможное значение ППМ истинных НС спутников в пределах защищаемой территории. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Система точной навигации подвижных объектов с использованием данных наземной инфраструктуры глонасс // 2582595

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано для навигации подвижных объектов в режиме реального времени. Технический результат состоит в повышении точности и надежности определения местоположения подвижных объектов в режиме реального времени. Для этого в системе точной навигации подвижных объектов с использованием данных наземной инфраструктуры ГЛОНАСС, включающей спутники глобальных навигационных систем (ГЛОНАСС, GPS, GALILEO), диспетчерскую станцию, содержащую геоинформационную систему, базовую станцию, подвижные объекты, оснащенные телеметрическими терминалами, на которых установлено телекоммуникационное оборудование, обеспечивающее соединение базовой станции с подвижными объектами посредством широкополосного радиодоступа, блок обработки совместной информации, поступающей с базовой станции и подвижного объекта, в качестве базовой станции используется сгенерированная сетевым программным обеспечением на основе данных наземной инфраструктуры ГЛОНАСС виртуальная базовая станция, расположенная на расстоянии 4 км 300 метров от соответствующего подвижного объекта, в качестве телеметрического терминала в системе используется устройство точной навигации, созданное на базе одночастотного двухсистемного кодо-фазового чипа, принимающего сигналы глобальных навигационных спутниковых систем, подключенного к малогабаритному атомному стандарту частоты, введены региональные модели ионосферы и тропосферы, созданные в режиме реального времени, генерируемые сетевым программным обеспечением на основе данных наземной инфраструктуры ГЛОНАСС. 1 ил.

Беспроводная система передачи локальных сообщений и способ определения местоположения навигационного приемника в пределах беспроводной системы передачи локальных сообщений // 2582994

Изобретение относится к беспроводной системе передачи локальных сообщений и предназначено для обеспечения централизованного управления передатчиками, что позволяет сместить сложность аппаратно-программного обеспечения с множества передатчиков на центральное оборудование. Беспроводная система передачи локальных сообщений содержит передатчик и приемник, причем передатчик передает локальное сообщение на приемник, причем приемник является навигационным приемником, выполненным для приема и обработки навигационных сообщений со спутников глобальной системы спутниковой навигации на заданной несущей частоте, каждый из спутников передает навигационные сообщения с индивидуальным для спутника PRN-кодом, передатчик выполнен для передачи локального сообщения в сигнале локального сообщения на заданной несущей частоте с локальным PRN-кодом, который не используется спутником глобальной системы спутниковой навигации, и приемник, кроме того, выполнен для приема локального PRN-кода и обработки сигнала локального сообщения. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил., 6 табл.

Способ определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере // 2584243

Изобретение относится к области спутниковой навигации и может быть использовано для определения ионосферной задержки сигнала глобальных спутниковых навигационных систем с помощью двухчастотной навигационной аппаратуры потребителя. Технический результат состоит в повышении точности определения задержки сигнала в ионосфере за счет исключения кодовых измерений и применения измерений фазовой псевдодальности на двух несущих частотах. Для этого в способе определение ионосферной задержки производится путем решения системы уравнений, составленной по разностям приращений фазовых псевдодальностей на двух несущих частотах. 2 ил.

Способ идентификации параметров навигационных спутников // 2584541

Изобретение относится к способам навигации по Спутниковым Радионавигационным Системам (СРНС) и может быть использовано для идентификации параметров навигационных спутников и повышения точности определения координат навигационного приемника. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения местоположения навигационного приемника за счет исключения ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника. Указанный результат достигается за счет того, что в группе из двух навигационных спутников, находящихся в зоне прямой видимости, реализуются одновременные передача навигационных сообщений от каждого спутника к каждому, и их прием каждым спутником от каждого, определение межспутниковых псевдодальностей, и их передача на другой спутник, с последующим решением на каждом спутнике системы двух линейных алгебраических уравнений, в результате которого определяются истинные дальности между спутниками и погрешности взаимной синхронизации их часов, после чего погрешности взаимной синхронизации часов спутников передаются в навигационных сообщениях и компенсируются в навигационном приемнике при определении ортодромических координат навигационного приемника на основе решения алгебраического уравнения четвертой степени, сформированного по разности измеренных псевдодальностей объекта между двумя спутниками и параметрам ортодромической траектории объекта. 1 ил.

Способ контроля данных от спутниковых навигационных систем и устройство для его осуществления // 2585051

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к спутниковым навигационным системам (СНС), и может быть использовано для определения целостности информации от СНС. Достигаемый технический результат - повышение достоверности целостности информации непосредственно на объекте потребителя. Указанный результат достигается за счет того, что способ включает измерение данных, поступающих с навигационных спутников, определение местоположения и скоростей потребителя, сравнение с допустимыми пороговыми значениями непосредственно выходных параметров СНС. Контроль выходных параметров СНС производят на двух уровнях, на первом уровне "грубый контроль" определяют широту, долготу и высоту с заданной точностью, при этом пороги по координатам определяют, исходя из области, ограниченной максимально возможной дальностью и высотой полета, а пороги по скорости контролируют по модулю скорости, которая должна находиться в пределах эксплуатационного диапазона. На втором уровне производят контроль на скользящем интервале наблюдений, где осуществляют контроль измерений скорости и вычисление вариации модуля скорости, а также контроль измерения координат и вычисление вариации приращения пути. В случае превышения вариацией модуля скорости или вариацией приращения пути заданного порогового значения формируется признак неисправности Pr=1. Контроль выдачи одних и тех же значений параметров от СНС осуществляют до "n" совпадений, при достижении которого формируется признак неисправности СНС - Pr=1. Устройство для осуществления способа содержит приемники спутниковых сигналов СНС, инерциальную навигационную систему, блок контроля координат первого уровня, блок контроля параметров скорости первого уровня, четыре коммутатора, блок контроля приращений координат второго уровня, блок контроля вариации модуля скорости второго уровня и блок коррекции. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Способ идентификации параметров навигационных спутников // 2587666

Изобретение относится к способам навигации по спутниковым радионавигационным системам (СРНС) и может быть использовано для идентификации параметров навигационных спутников и повышения точности определения координат навигационного приемника. Достигаемый технический результат - повышение точности определения местоположения навигационного приемника. Достигаемый технический результат - исключение ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника. Указанный результат достигается за счет компенсации возникающих погрешностей при определении координат навигационного приемника. 1 ил.

Навигационная система и способ разрешения целочисленных неоднозначностей с использованием ограничения неоднозначности двойной разности // 2591953

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является обеспечение улучшенной корректирующей информации для навигационных приемников (120) посредством разрешения целочисленных неоднозначностей в измерениях дальности, выполняемых опорными станциями, с использованием ограничений целочисленной неоднозначности двойной разности. Состояние множества глобальных навигационных спутников (110-1, 110-2, 110-N) вычисляется на основе принятых спутниковых навигационных измерений. Идентифицируются базовые линии, причем каждая соответствует паре опорных станций (140-1, 140-2, 140-M). Для каждой идентифицированной базовой линии вычисляют плавающие и целочисленные значения для целочисленной неоднозначности двойной разности. Идентифицируются целочисленные неоднозначности двойной разности, которые удовлетворяют набору заданных условий, и вычисленное состояние множества глобальных навигационных спутников уточняется в соответствии с целочисленным ограничением, применяемым к каждой целочисленной неоднозначности двойной разности, которая удовлетворяет набору заданных условий. Корректирующая информация вычисляется из уточненного вычисленного состояния множества глобальных навигационных спутников. 3 н. и 25 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.