Способ определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере



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

 


Владельцы патента RU 2584243:

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Сибирский федеральный университет" (СФУ) (RU)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области спутниковой навигации и предназначено для определения задержки сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) в ионосфере с помощью двухчастотной навигационной аппаратуры потребителя (НАП).

При распространении сигнала на трассе навигационный космический аппарат (НКА) - потребитель - этот сигнал проходит через ионосферу, которая содержит значительное число свободных электронов. Скорость распространения спутникового навигационного сигнала в ионосфере зависит от числа свободных электронов на его пути. При прохождении навигационного сигнала через ионосферу на рабочей частоте (1,6 ГГц) задержка сигнала в ионосфере составляет от 2 до 10 метров. Главными факторами, оказывающими влияние на величину задержки сигнала, являются: солнечная активность, угол места НКА, время (суток, года, фазы 11-летнего цикла солнечной активности), географические координаты потребителя.

Известен способ двухчастотного определения задержки сигнала в ионосфере [1], по которому определяют псевдодальности кодовых измерений на двух несущих частотах. Способ основан на зависимости диэлектрической проницаемости среды от частоты.

Недостатком данного способа является большая систематическая погрешность, которая возникает из-за разницы задержек сигналов в трактах двухчастотной НАП. Для компенсации погрешности применяется калибровка аппаратуры, поскольку в противном случае систематическая погрешность при определении параметров ионосферы может превышать задержку сигнала в ионосфере. Процедура калибровки ресурсозатратна, поскольку для исключения систематической погрешности необходимо выполнять ее перед каждым сеансом наблюдений. Поэтому, как правило, калибровка НАП применяется только в приемниках геодезического класса.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ одночастотного определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере, по которому измеряют псевдодальности по дальномерному коду и фазе несущей частоты, определяют приращения псевдодальностей за время между текущими и предыдущими измерениями, вычисляют разности приращений псевдодальностей и при помощи фильтра Калмана определяют задержку сигнала в ионосфере [2]. При реализации способа характерно отсутствие систематической погрешности, определяемой задержкой сигнала в трактах НАП.

К недостаткам известного способа следует отнести наличие значительной шумовой погрешности кодовых измерений. При этом известно, что шумовая погрешность кодовых измерений превышает шумовую погрешность измерений по фазе несущей [3].

В основу изобретения положена задача повышения точности определения задержки сигнала в ионосфере за счет исключения кодовых измерений и применения измерений фазовой псевдодальности на двух несущих частотах.

Поставленная задача решается тем, что в способе определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере, по которому измеряют фазовую псевдодальность на несущей частоте, определяют приращение псевдодальности за время между текущим и предыдущим измерениями, согласно изобретению измерение фазовых псевдодальностей и вычисление их приращений осуществляют на двух несущих частотах, затем вычисляют разность между полученными приращениями, а задержку сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере определяют по формуле:

где - накопленное значение наклонного фактора для j-го НКА;

i - текущий момент времени, с;

j - номер навигационного космического аппарата, j=1,2,…,n;

k - коэффициент фильтрации, 0<k<1;

N(i) - количество навигационных космических аппаратов, видимых в текущий момент времени i;

- приращение наклонного фактора;

- наклонный фактор;

Re - радиус Земли, м;

h - средняя высота ионосферного слоя, м;

- угол места j-го НКА, град;

- накопленное значение наклонной задержки навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м;

- приращение наклонной задержки навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м;

f1, f2 - несущая частота для частотного диапазона L1, L2 соответственно, Гц;

- приращение фазовой псевдодальности, измеренной на несущей частоте f1, м;

- приращение фазовой псевдодальности, измеренной на несущей частоте f2, м.

На фиг. 1 представлена структурная схема навигационной аппаратуры потребителя, на фиг. 2 приведена блок-схема алгоритма, реализующего предлагаемый способ определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере.

Навигационная аппаратура потребителя включает следующие блоки: антенну, радиотракт (РТ), опорный генератор (ОГ) и блок цифровой обработки сигналов (ЦОС). При этом блок цифровой обработки сигналов содержит блок первичной обработки сигналов (ПОС) и блок вторичной обработки сигналов (ВОС).

На вход антенного блока поступают навигационные сигналы от НКА, затем в РТ навигационный сигнал разделяется на два канала на несущих частотах f1 и f2, где навигационный сигнал фильтруется и усиливается. С выхода РТ сигналы поступают на блок ПОС, где производятся измерения псевдодальностей и других параметров для каждого НКА, которые затем передаются в блок ВОС, где заявляемый способ может быть реализован на программном уровне с применением микропроцессорного вычислительного модуля, например АМ4379 фирмы Texas Instrumets, или с применением аналогичного вычислителя, реализованного в программируемой логической интегральной схеме, в соответствии с блок-схемой алгоритма (фиг. 2).

В заявляемом способе используется модель ионосферы, согласно которой ионосфера представляет собой тонкий равномерный слой на некоторой высоте h. Используя данную модель ионосферы, вертикальную задержку навигационного спутникового сигнала можно найти из следующего выражения [3]:

где - наклонный фактор j-го НКА;

Re - радиус Земли, м;

h - средняя высота ионосферного слоя, м;

- угол места j-го НКА, град;

- наклонная задержка навигационного спутникового сигнала в ионосфере j-го НКА, м;

f1,f2 - несущая частота для частотного диапазона L1 и L2 соответственно, Гц;

и - фазовая псевдодальность на несущей частоте f1, f2 соответственно, м.

- вертикальная задержка навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м;

i - текущий момент времени, с;

j - номер навигационного космического аппарата, j=1,2,…,n;

N(i) - количество навигационных космических аппаратов, видимых в текущий моменты времени i.

Прямые измерения фазовой псевдодальности содержат систематические погрешности и фазовую неоднозначность [3]. На малом временном интервале данные погрешности можно считать постоянными, соответственно в приращениях прямых измерений можно считать, что погрешности отсутствуют.

Осуществив переход к приращениям соответствующих измерений, определим приращение наклонной задержки в ионосфере для j-го НКА:

где - приращение наклонного фактора для j-го НКА;

- приращение вертикальной задержки навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м.

Известно, что вертикальная задержка является медленно меняющейся функцией от времени, соответственно приращения вертикальной задержки будут очень малы, поэтому вторым слагаемым правой части уравнения (2) можно пренебречь. В итоге получим систему уравнений для определения вертикальной задержки сигнала Iв:

Последовательность действий для решения системы уравнений (3) представлена на фиг. 2. В соответствии с этой блок-схемой сначала производят измерения угла места и фазовых псевдодальностей на двух несущих частотах (оператор 1). На следующем шаге инициализируют переменную j (оператор 2) и проверяют условие окончания цикла, где N(i) - количество НКА, видимых в текущий момент времени i (оператор 3).

Для осуществления заявляемого способа необходимо, чтобы количество НКА и их номера в текущий момент времени i и предыдущий момент времени i-1 совпадали.

Для этого на следующем шаге инициализируют переменную m (оператор 4) и проверяют условие окончания цикла, где N(i-1) - количество НКА, видимых в предыдущий момент времени i-1 (оператор 5). Затем сравнивают номера НКА, видимых в текущий и предыдущий момент времени (оператор 6), где S(i) - номер НКА в текущий момент времени, а S(i-1) - номер НКА в предыдущий момент времени.

Если номера НКА не совпадают, то дальнейший расчет параметров для данного НКА не производят, а увеличивают переменную m (оператор 7) и проверяют условие окончания цикла (оператор 5). Как только условие цикла (оператор 5) становится ложным, то увеличивают переменную j (оператор 14) и алгоритм повторяется, пока выполняется условие цикла (оператор 3).

Если номера НКА (оператор 6) совпадают, то на следующем шаге вычисляют наклонный фактор (оператор 8). Затем вычисляют приращения фазовых псевдодальностей на двух несущих частотах для j-го НКА (оператор 9):

Аналогично находят приращение наклонного фактора для j-го НКА (оператор 10):

Затем вычисляют приращение наклонной задержки для j-го НКА (оператор 11):

При использовании приращений измерений наклонный фактор и наклонная задержка сигнала изменяются незначительно, но при этом шумовая погрешность измерений остается неизменной. В результате шумовая погрешность измерений может превышать полезный сигнал. Для исключения данного недостатка необходимо накапливать измерения.

Поскольку фазовые псевдодальности поступают непрерывно, то при применении статичного интервала накопления накладываются дополнительные ограничения на аппаратуру потребителя, так как увеличивается объем хранимой информации.

Предлагаемый способ реализуется в режиме реального времени. Для того чтобы уменьшить объем хранимой информации, применяется сумма с накоплением (оператор 12). Определим накопленное значения наклонной задержки сигнала в ионосфере для j-го НКА:

Для уменьшения влияния предыдущих измерений каждое предыдущее измерение умножается на (1-k), где k - коэффициент фильтрации, причем всегда выполняется условие, что 0<k<1, процедура повторяется для каждого последующего измерения. Такой подход позволяет использовать последующее измерение для уточнения текущего решения.

Коэффициент фильтрации k выбирается по результатам экспериментальных исследований таким образом, чтобы уменьшить влияние шумовой погрешности на вертикальную задержку, но при этом оставить неизменным исходный ряд вертикальной задержки сигнала в ионосфере.

Аналогично определяют накопленные приращения наклонного фактора (оператор 13) для j-го НКА:

Затем увеличивают на единицу переменную j (оператор 14) и проверяют условие окончания цикла (оператор 3). Вертикальную задержку навигационного спутникового сигнала в ионосфере вычисляют после того, как условие цикла становится ложным (оператор 3).

После решают систему уравнений (3) с помощью метода наименьших квадратов и определяют вертикальную задержку навигационного спутникового сигнала в ионосфере (оператор 15):

Таким образом, предлагаемый способ позволяет определять вертикальную задержку навигационного спутникового сигнала в ионосфере в режиме реального времени, используя для этого измерения фазовых псевдодальностей на двух несущих частотах.

Применение измерений фазовых псевдодальностей на двух несущих частотах позволило уменьшить влияние шумовой погрешности на определение задержки навигационного сигнала в ионосфере, поскольку известно, что шумовая погрешность фазовых измерений на несколько порядков ниже, чем кодовых измерений, применяемых в прототипе [3].

В заявляемом способе исключена систематическая погрешность, обусловленная задержкой сигнала в трактах НАП, за счет применения приращений соответствующих измерений.

Источники информации

1. IS-GPS-200, Revision Е, 8 June 2010. - 185 p.

2. Пат. RU 2208809, МПК7 G01S 5/02, G01S 1/32, Н04В 7/185. Способ одночастотного определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере / Казанцев М.Ю., Кокорин В.И., Фатеев Ю.Л.; заявитель ГОУ ВПО «Красноярский государственный технический университет». - №2002104727/09; заявл. 21.02.2002. опубл. 20.07.2003.

3. Антонович К.М. Использование спутниковых радионавигационных систем в геодезии. В 2 т. Т. 1. Монография / К.М. Антонович; ГОУ ВПО "Сибирская государственная геодезическая академия". М.: ФГУП "Картгеоцентр", 2005. - 334 с.

Способ определения задержки сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере, по которому измеряют фазовую псевдодальность на несущей частоте, определяют приращение псевдодальности за время между текущим и предыдущим измерениями, отличающийся тем, что измерение фазовых псевдодальностей и вычисление их приращений осуществляют на двух несущих частотах, затем вычисляют разность между полученными приращениями, а задержку сигналов навигационной спутниковой системы в ионосфере определяют по формуле:

где - накопленное значение наклонного фактора для j-го НКА;
i - текущий момент времени, с;
j - номер навигационного космического аппарата, j=1, 2, …, n;
k - коэффициент фильтрации, 0<k<1;
N(i) - количество навигационных космических аппаратов, видимых в текущий момент времени i;
ΔOFj(γ(i))=OFj(γ(i))-OFj(γ(i-1)) - приращение наклонного фактора;
- наклонный фактор;
Re - радиус Земли, м;
h - средняя высота ионосферного слоя, м;
γj(i) - угол места j-го НКА, град;
- накопленное значение наклонной задержки навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м;
- приращение наклонной задержки навигационного спутникового сигнала в ионосфере, м;
f1, f2 - несущая частота для частотного диапазона L1 и L2 соответственно, Гц;
- приращение фазовой псевдодальности, измеренной на несущей частоте f1, м;
- приращение фазовой псевдодальности, измеренной на несущей частоте f2, м.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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

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

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

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области дифференциальных навигационных систем и применимо для высокоточной навигации, геодезии, ориентации объектов в пространстве по сигналам глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС - ГЛОНАСС, GPS, Galileo, Bei Dou и другие), в которых осуществляется измерение псевдодальности до навигационных спутников по фазе несущих колебаний. В дифференциальных системах точное определение взаимного положения объектов производится по разностям псевдофазовых измерений, получаемых в разнесенных на местности навигационных приемниках. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности и надежности определения взаимного положения объектов при сокращении временных затрат. 2 ил.
Наверх