Способ идентификации параметров навигационных спутников



Способ идентификации параметров навигационных спутников
Способ идентификации параметров навигационных спутников
Способ идентификации параметров навигационных спутников

 


Владельцы патента RU 2584541:

Частное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ЮЖНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ (ИУБиП)" (RU)

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 способам навигации по Спутниковым Радионавигационным Системам (СРНС) и может быть использовано для идентификации параметров навигационных спутников и повышения точности определения координат навигационного приемника. Технический результат заключается в повышении точности определения координат навигационного приемника за счет исключения ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника.

Известны различные способы повышения точности определения координат навигационного приемника. В [патент США No 7535414] изложен способ, который предполагает, что перед вычислением координат навигационного приемника производится разрешение неопределенностей, вызванных в т.ч. ошибками часов навигационных спутников, в неполных псевдодальностях. В [патент США No 6417801] предлагается разрешение неопределенностей в неполных псевдодальностях путем добавления в вектор оцениваемых параметров поправки ко времени измерения с последующим перебором всех допустимых целочисленных комбинаций неоднозначностей и выбором нужной из них по критерию минимума остаточных невязок.

Также для повышения точности определения координат навигационного приемника используются различные алгоритмы компенсации погрешностей часов [Интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС (5.1 редакция).- М.: РНИИ КП, 2008. - 57 с.], а также применяется дифференциальный режим измерений по кодовым дальностям, реализуемый с помощью контрольного навигационного приемника с известными географическими координатами - т.н. базовой станции [Bar-Sever, Y. A new Massachusetts model for GPS yawattitude // Journal of Geodesy, 70, 714723, 1996]. Недостатками данных способов являются сложность их реализации и невозможность точного определения текущих значений ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника для их последующей компенсации.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ, описанный в [патент РФ №2432584. Способ определения координат навигационного приемника спутниковой радионавигационной системы / Васильев М.В., Михайлов Н.В., Поспелов С.С, Джалали Биджан], состоящий в том, что вычисление поправок к координатам приемника производится после измерения псевдодальностей и псевдоскоростей по невязкам псевдодальностей.

Недостатком данного способа является также сложность аппаратной и вычислительной реализации и невозможность точного определения текущих значений ошибок взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника для их последующей компенсации.

Заявленное изобретение направлено на решение задачи повышения точности определения местоположения навигационного приемника за счет коррекции погрешности взаимной синхронизации часов навигационных спутников и навигационного приемника.

Поставленная задача возникает при разработке систем контроля и управления навигационными спутниками, а также использования их измерений для решения навигационной задачи объекта.

Для обеспечения идентификации параметров навигационных спутников и упрощения аппаратной и вычислительной реализации данной процедуры предлагается способ, состоящий в том, 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.

Точность решения навигационной задачи с использованием средств спутниковой навигации в значительной мере зависит от степени подавления помех, возникающих при приеме-передаче спутниковых сообщений. В общем случае информационная структура спутникового измерения псевдодальности ZR, используемого в качестве основного сигнала при позиционировании объектов, с учетом помех, в наибольшей степени влияющих на точность позиционирования, имеет вид:

где ξс, ηc, ζс - текущие координаты спутника в гринвичской системе координат (ГрСК),

ξ, η, ζ - текущие координаты объекта в ГрСК,

С - номинальное значение скорости света в вакууме,

Δτ - погрешность часов навигационного приемника,

ΔT - погрешность часов спутника,

WИТ - погрешности, обусловленные прохождением радиосигнала через ионосферу и тропосферу,

WП - инструментальные погрешности навигационного приемника.

Сигналы измерения псевдодальностей между i-м и j-м спутниками будут свободны от погрешностей, обусловленных прохождением сигнала через ионосферу и тропосферу, как в (1), и будут иметь вид:

где Zij - псевдодальность, измеренная на j-м спутнике,

Rij - истинная дальность между i-м и j-м спутниками,

ΔTj - погрешность часов j-го спутника,

ΔTi - погрешность часов i-го спутника,

- погрешность, обусловленная ошибкой взаимной синхронизации часов i-го и j-го спутников.

Для определения погрешности, обусловленной ошибкой взаимной синхронизации часов i-го и j-го спутников, в каждом навигационном спутнике дополнительно реализуется возможность приема результатов измерений псевдодальностей между ним и спутниками, находящимися в прямой видимости. На фиг. 1 показана схема передачи результатов измерений псевдодальностей, где использованы обозначения: спутники 1i, i=1,3.

Измеренные расстояния (псевдодальности) Zij между двумя навигационными спутниками 1 и 2 (фиг. 1) в соответствии с (2) могут быть представлены следующим образом:

где ΔТ12, ΔT21, - погрешности взаимной синхронизации часов спутников 1 и 2,

R12 - истинная дальность между спутниками.

Учитывая очевидное соотношение:

система (3) из 2-х уравнений с 3-мя неизвестными; может быть сведена к системе 2-х уравнений с 2-мя неизвестными - истинной дальностью R12 и погрешностью взаимной синхронизации часов спутников:

и легко решается непосредственно на борту каждого из спутников.

В данном случае решается задача текущего определения погрешностей взаимной синхронизации часов всех спутников и расстояний между спутниками, используемых, в свою очередь, в качестве дополнительной информации для повышения точности измерения текущего местоположения спутников.

Компенсация погрешностей взаимной синхронизации часов спутников и навигационного приемника основана на том, что для решения навигационной задачи спутниковые сообщения принимаются, как правило, не менее, чем от четырех спутников, что позволяет формировать различные линейные комбинации сигналов, принимаемых от разных спутников. Так, разность сигналов псевдодальностей, принятых от двух спутников - i-го и j-го, с учетом (1) имеет вид:

где принято вытекающее из практики спутниковой навигации допущение об идентичности помех, обусловленных прохождением через ионосферу и тропосферу радиосигналов спутников, находящихся в зоне видимости одного и того же объекта.

Как видно из (4), разность сигналов ZRi - ZRj любых двух спутников содержит помеховую составляющую ΔTij, которая уже известна из принятого спутникового сообщения и может быть скомпенсирована (при этом разность сигналов не содержит остальных помех, приведенных в (1): ошибок часов приемника, его инструментальных погрешностей и др.). В результате, обработке подлежат сигналы, содержащие только истинную информацию о координатах объекта:

что позволяет при его движении по аналитическим траекториям (локсодромической или ортодромической), аппроксимирующим реальную траекторию объекта со сколь угодно заданной точностью [Соколов С.В. Синтез аналитических моделей пространственных траекторий и их применение для решения задач спутниковой навигации // Прикладная физика и математика, т. 1, вып. 2, 2013. - С. 3-12], сделать решение навигационной задачи практически точным. Рассмотрим подобную возможность на примере ортодромической траектории.

Используя найденную в [Соколов С.В. Синтез аналитических моделей пространственных траекторий и их применение для решения задач спутниковой навигации // Прикладная физика и математика, т. 1, вып. 2, 2013. - С. 3-12] взаимосвязь гринвичских координат на ортодромической траектории:

ξ = cos P 0 P η sin P 0 a 0 a 1 η 2 , ζ = sin P 0 P η + cos P 0 a 0 a 1 η 2 , ( 6 )

h - высота спутника, r - радиус Земли, Р, Р0 - параметры, зависящие от координат начальной к конечной точек ортодромической траектории и приведенные в [Соколов С.В. Синтез аналитических моделей пространственных траекторий к их применение для решения задач спутниковой навигации // Прикладная физика и математика, т. 1, вып. 2, 2013. - С. 3-12],

и приводя переменные с учетом движения объекта по поверхности Земли (т.е.), преобразуем уравнение (5) к следующему виду:

Δ Z i j = Θ 1 t i + Θ 2 t i η + Θ 3 t i a 1 η 2 Θ 1 t j + Θ 2 t j η + Θ 3 t j a 1 η 2 , ( 7 )

где

- известные нестационарные функции. Очевидно, что в этом случае задача определения координатного вектора сводится к решению иррационального уравнения (7) относительно неизвестной переменной η. Трижды последовательно возводя обе части уравнения (7) в квадрат и обозначая параметры уравнения как:

получаем в канонической форме уравнение четвертого порядка относительно координаты η:

все коэффициенты которого нестационарны и должны вычисляться в масштабе времени поступления спутниковых измерений (что для существующих вычислителей проблемы не представляет.) Принципиально важным преимуществом уравнения (8) является известная возможность его аналитического решения [Г. Корн, Т. Корн. Справочник по математике для научных работников и инженеров. М.: Наука, 1975, 720 с.], позволяющая, во-первых, исключить все ошибки позиционирования, связанные с погрешностями применяемых в настоящее время численных методов, а во-вторых, повысить быстродействие решения навигационной задачи за счет ухода от итеративных процедур определения координатного вектора. Т.к. особенностью решения уравнения (8) является его неоднозначность, выраженная в неизбежном существовании четырех решений, определяемых по известным формулам [Г. Корн, Т. Корн. Справочник по математике для научных работников и инженеров. М.: Наука, 1975, 720 с.], то для определения истинного значения координаты η объекта очевидным выходом является привязка ее текущего значения к значению, полученному в предыдущий момент времени. В силу того, что начальные значения координат ортодромической траектории известны реализация подобной процедуры сравнения никаких трудностей не представляет.

Алгоритм реализации предложенного способа рассмотрим по шагам на примере спутника 1.

1. Передача навигационных сообщений к спутнику 2.

2. Прием навигационных сообщений от спутника 2 (выполняется одновременно с п. 1).

3. Определение псевдодальности Z21 до спутника 2.

4. Передача полученного значения псевдодальности Z21 на спутник 2.

5. Прием значения псевдодальности Z12 от спутника 2 (выполняется одновременно с п. 4).

6. Решение системы уравнений (3) и вычисление истинной дальности R12 и погрешности взаимной синхронизации часов ΔТ12.

7. Передача в спутниковом навигационном сообщении погрешностей взаимной синхронизации часов ΔТ12.

8. Вычисление в навигационном приемнике разностей псевдодальностей по измерениям, принятым от каждой пары видимых спутников.

9. Вычитание из полученных разностей псевдодальностей погрешностей взаимной синхронизации часов.

10. Вычисление текущих значений коэффициента уравнения (8).

11. Решение уравнения (8) и вычисление координат объекта по соотношениям (6).

Предложенный способ идентификации параметров навигационных спутников позволяет, во-первых, существенно повысить точность синхронизации хода часов на всех навигационных спутниках группировки (что особенно важно для системы ГЛОНАСС, наземные станции синхронизации времени которой расположены только на территории РФ), во-вторых, повысить общую точность решения навигационной задачи за счет компенсации основных помех в принятом навигационном сообщении. При этом также неизбежно увеличение точности определения рассмотренных пространственно-временных параметров в силу большей точности межспутниковых измерений, осуществляемых в космосе, по сравнению с телеметрическими, подверженными влиянию атмосферных возмущений.

Способ идентификации параметров навигационных спутников, заключающийся в том, 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.



 

Похожие патенты:

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.

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 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