Способ определения координат навигационных спутников

Изобретение относится к способам навигации по спутниковым радионавигационным системам (СРНС) и может быть использовано для определения координат навигационных спутников. Технический результат состоит в определении точности координат навигационных спутников. Для этого в способе определения координат навигационных спутников в группе из четырех навигационных спутников, находящихся в зоне прямой видимости, состоящей из первой пары навигационных спутников, находящихся на одной орбите, и второй пары навигационных спутников, находящихся на другой орбите, реализуются одновременные измерения линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, передача от каждого спутника к каждому и прием каждым спутником от каждого результатов измерений линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, а также вычисление на каждом спутнике сферического расстояния между ним и точкой пересечения орбит, по которому определяются значения координат данного спутника. 5 ил.

 

Изобретение относится к способам навигации по Спутниковым Радионавигационным Системам (СРНС) и может быть использовано для определения координат навигационных спутников.

Технический результат заключается в определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний.

Известен способ определения координат навигационных спутников [Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2 с открытым доступом и частотным разделением: ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ. Ред. 5.1 / Российский научно-исследовательский институт космического приборостроения. М., 2008. 74 с], который предполагает размещение на Земле группы наземных станций, осуществляющих определение координат навигационных спутников путем оптического и радиоизмерения углов и дальностей до спутников.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ [патент РФ №2508558. Система и способ оценки положения космического аппарата], состоящий в том, что система включает в себя множество принимающих станций, выполненных с возможностью принимать сигналы, переданные от космического аппарата, и обрабатывающую станцию, выполненную с возможностью принимать данные от множества принимающих станций. Каждая из принимающих станций выполнена с возможностью записывать во время временного окна, в материалах настоящей заявки указываемого ссылкой как окно записи, сигналы, переданные от космического аппарата, и передавать в обрабатывающую станцию данные, представляющие записанные сигналы во время окна записи. Окна записи, ассоциированные с каждой из принимающих станций, выполнены с возможностью быть сдвинутыми и/или иметь различный размер (т.е. различную длину или продолжительность) по отношению друг к другу. Обрабатывающая станция выполнена с возможностью коррелировать записанные сигналы для оценки для каждой по меньшей мере из одной пары среди множества принимающих станций разности расстояний между космическим аппаратом и каждой принимающей станцией из пары и на основе этого положения космического аппарата.

Недостатками данного способа определения координат являются:

- низкая точность оптических и радиоизмерений измерений, проводимых наземными станциями слежения, обусловленная влиянием атмосферных возмущений;

- необходимость размещения наземных станций для определения координат навигационных спутников и, как следствие, невозможность автономного - без наземных измерений, функционирования навигационной системы.

Заявленное изобретение направлено на решение задачи определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний.

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

Для решения задачи определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний предлагается способ, заключающийся в том, что в группе из четырех навигационных спутников, находящихся в зоне прямой видимости, состоящей из первой пары навигационных спутников, находящихся на одной орбите, и второй пары навигационных спутников, находящихся на другой орбите, реализуются одновременные измерения линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, передача от каждого спутника к каждому и прием каждым спутником от каждого результатов измерений линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, а также вычисление на каждом спутнике сферического расстояния между ним и точкой пересечения орбит, по которому определяются значения координат данного спутника.

В общем случае - при произвольном движении спутников, зная только расстояния между спутниками, определить их местоположение в пространстве невозможно. Тем не менее, учитывая существующие особенности движения навигационных спутников, а именно известность параметров их орбит и законов перемещения спутников по ним, оказывается возможным точное определение текущих координат спутников на основе измерения их взаимных дальностей. Покажем это.

Для решения этой задачи сделаем следующие допущения, адекватные практике современного использования навигационных спутников.

Разделим орбитальную сферу на две части плоскостью, проходящей через экватор, и предположим, что известна конкретная полусфера нахождения рассматриваемых спутников, движущихся по круговым орбитам.

Для последующего решения рассмотрим только две орбиты №1 и №2 и обозначим точку их пересечения как Р. Пересечение рассматриваемых орбит (сферических прямых) образует на орбитальной сфере четыре сферических двухугольника с углами δ и μ=π-δ (фиг. 1).

На указанных орбитах рассмотрим следующие спутники, координаты которых необходимо определить: на орбите №1 - спутники HC11 и HC12, на орбите №2 - спутники HC21 и HC22.

Полагаем также, что спутники HCij, i,j=1,2 движутся по заданным круговым орбитам с одинаковым радиусом R в неизменяемом со временем порядке, однако их точное положение в пределах орбиты неизвестно.

В качестве исходных данных для определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний будем использовать следующие:

1) измеренные с высокой точностью межспутниковые дальности:

dij-km - расстояния между спутниками HCij и HCkm; i, j, k, m=1,2;

2) известный угол δ между орбитами №1 и №2;

3) известные координаты точек пересечения орбит с экватором и углы наклонения орбит относительно экватора (или меридиана).

Для последующих построений воспользуемся основными соотношениями сферической геометрии [Основные понятия сферической геометрии и тригонометрии // Энциклопедия элементарной математики (в 5 томах). - М.: Физматгиз, 1963. - Т. 4. - С. 518-557. - 568 с.], определяя координаты спутников в географической системе координат (при необходимости пересчет в гринвичскую систему координат осуществляется по известным формулам [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. 3-е изд. / под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. М.: Радиотехника, 2005. 688 с]).

Пусть спутники HCij, i,j=1,2, в текущий момент времени располагаются в вершинах сферического четырехугольника ABCD (фиг. 2). Направление движения спутников на фиг. 2 обозначено стрелками на пунктирных линиях, соответствующих рассматриваемым орбитам. Заметим здесь, что с учетом предварительно известных с некоторой точностью эфемерид навигационных спутников, для реализации предлагаемого ниже подхода всегда может быть осуществлен выбор тех из них, взаимное расположение которых будет соответствовать схеме, представленной на фиг. 2.

Сферические расстояния между спутниками AB, BC, CD, BD, AD и AC представляют собой длины дуг на орбитальной сфере радиуса R и могут быть определены по формулам

где σAB, σBC, σCD, σBD, σAD, σAC - соответствующие дуговые углы.

В свою очередь, дуговые углы рассчитываются по измеренным межспутниковым расстояниям и известному значению R по формуле определения угла в сферическом треугольнике с тремя известными сторонами (фиг. 3):

Предлагаемый способ определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний основан на определении сферического расстояния l от точки пересечения их орбит Р до каждого из рассматриваемых спутников, что, в свою очередь, позволяет однозначно определить местоположение всех четырех спутников в выбранной системе координат.

В качестве примера расчета спутниковых координат выберем определение координат спутника HC11, движущегося по орбите №1. Для определения расстояния l рассмотрим подробнее схему расположения спутников (фиг. 4) для некоторого момента времени с отмеченным на ней искомым расстоянием.

Используя вычисленные в соответствии с (1) стороны сферических треугольников ABC и ABD, определим углы указанных треугольников по известным соотношениям [Основные понятия сферической геометрии и тригонометрии // Энциклопедия элементарной математики (в 5 томах). - М.: Физматгиз, 1963. - Т. 4. - С. 518-557. - 568 с.]:

Рассмотрим далее сферический треугольник ABP. В силу очевидных тождеств , и , все три его угла известны, и, следовательно, искомое расстояние l=AP может быть определено по теореме косинусов как

Кроме этого, легко находятся расстояния от спутников до точки пересечения орбит - BP, PC и PD:

Итак, зная расстояние l от HC11 до точки пересечения орбит P (с известными координатами широты ϕp и долготы λp), рассчитаем координаты спутника HC11, произведя с этой целью следующие дополнительные построения. Через точку пересечения орбит P проведем меридиан PF. Из точки расположения спутника A проведем параллель к этому меридиану AG, пересекающуюся с ним в точке G. В результате меридиан, параллель и орбита №1 образуют сферический прямоугольный треугольник APG (фиг. 5).

Тогда координаты спутника HC11, расположенного в вершине A, определятся из очевидных тождеств

где ϕA и λA - широта и долгота точки A и, следовательно, искомые координаты спутника HC11;

ϕp и λp - широта и долгота точки P;

и - разница значений широты и долготы точки пересечения орбит P и точки A расположения спутника (фиг. 5).

Как видно из фиг. 5, орбита №1 пересекает экватор в точке Е, а меридиан, проходящий через точку Р, - в точке F. Заметим при этом, что с учетом исходных данных решаемой задачи координаты точки Е и угол наклонения орбиты относительно экватора ∠PEF известны.

Рассмотрим далее прямоугольный сферический треугольник EPF. Длина его стороны EF определится как

где λFP - долгота точек F и P;

λE - долгота точки E.

Зная сторону EF и угол E, найдем угол ∠EPF по формуле

(Данный угол может быть вычислен заранее и задан в качестве исходных данных как угол наклонения орбиты относительно меридиана - в этом случае необходимость его вычисления на борту отсутствует).

Рассмотрим прямоугольный сферический треугольник APG. Зная сторону AP=l и угол ∠EPF, по теореме синусов найдем два возможных решения для стороны AG ( и ) по формулам

Найденной паре решений для стороны AG будут соответствовать также два решения для неизвестной стороны PG, которые по теореме косинусов определятся как

Таким образом, из (3) получаем два возможных значения координат точки A: , , , .

Определим далее конкретный вариант расположения точки A относительно точки P (вариант 1: AG1, PG1) или вариант 2 (вариант 2: AG2, PG2), исходя из того, что точка A находится на орбите №1 и отрезок орбиты от точки E до точки P является ортодромией. Воспользуемся для этого известной формулой зависимости широты ϕ от долготы λ точки, находящейся на ортодромии между двумя точками с известными координатами (в данном случае между точками E и P) [Дмитриев В.И. Навигация и лоция. - М.: МОРКНИГА, 2009. 458 с.]

Тогда, подставляя в формулу (4) вместо λ полученные решения λA1 и λA2, получим два соответствующих значения широты точки A - ϕ'A1 и ϕ'A2. Сравнивая полученные значения ϕ'A1 и ϕ'A2 с рассчитанными ранее значениями ϕA1 и ϕA2, в качестве окончательного решения выбираем вариант, отвечающий условию нахождения точки А на орбите №1 на заданном расстоянии l от точки P, т.е. вариант i, для которого , i=1,2.

Координаты остальных спутников определяются на основе расстояний от них до точки пересечения орбит (т.е. на основе расстояний BP, PC и PD) аналогично рассмотренному выше алгоритму их определения для спутника HC11.

Таким образом, предлагаемый алгоритм идентификации эфемерид навигационных спутников можно представить в виде следующих последовательных этапов.

На этапе 1 реализуются одновременные измерения линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы HC11, HC12, HC21 и HC22, находящимися на орбитах 1 и 2.

На этапе 2 реализуются передача от каждого спутника к каждому и прием каждым спутником от каждого результатов измерений расстояний между всеми четырьмя спутниками группы - HC11, HC12, HC21 и HC22.

На этапе 3 на основе измеренных и принятых межспутниковых дальностей в каждом спутнике вычисляются расстояния li между спутниками и точкой пересечения орбит в соответствии с выражением (2).

На этапе 4 по вычисленным расстояниям li определяются значения координат всех спутников в географической (или гринвичской - путем дополнительного перерасчета) системе координат.

Предложенный способ определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний позволяет определять их текущие координаты непосредственно на борту спутников, снижая тем самым вычислительную нагрузку на приемники потребителей и телеметрических станций слежения, и повысить автономность спутниковой группировки, используя простые методы радио- и лазерных измерений, позволяющие увеличить точность определения спутниковых координат в силу большей точности межспутниковых измерений, осуществляемых в космосе, по сравнению с телеметрическими, подверженными влиянию атмосферных возмущений.

Способ определения координат навигационных спутников на основе измерения межспутниковых расстояний, заключающийся в том, что в группе из четырех навигационных спутников, находящихся в зоне прямой видимости, состоящей из первой пары навигационных спутников, находящихся на одной орбите, и второй пары навигационных спутников, находящихся на другой орбите, реализуются одновременные измерения линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, передача от каждого спутника к каждому и прием каждым спутником от каждого результатов измерений линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, а также вычисление на каждом спутнике сферического расстояния между ним и точкой пересечения орбит, по которому определяются значения координат данного спутника.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано при разработке малогабаритных носимых комплексов радиозондирования атмосферы. Технической результат состоит в снижении массогабаритных характеристик аппаратуры радиозондирования при сохранении точности получения вертикального профиля метеорологической информации.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиозондирования атмосферы на основе использования сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС).

Изобретение относится к радиотехнике и радиоэлектронике, предназначено для дистанционного зондирования атмосферы и может быть использовано в радиолокации, навигации и связи.

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является сокращение времени первого определения местоположения, TTFF, в пользовательском оборудовании, определяющем положение с помощью Глобальной навигационной спутниковой системы, GNSS.
Изобретение относится к спутниковым навигационным системам, а именно к оборудованию наземного комплекса управления данных систем. Достигаемый технический результат - повышение надежности взаимодействия средств, обеспечивающих управление и измерение на пунктах эксплуатации и в центре управления.

Изобретение относится к области радиолокации и радионавигации. Достигаемый технический результат заключается в увеличении отношения сигнал/шум в результате совместной обработки сигнала стандартной и высокой точности системы ГЛОНАСС и уменьшении количества вычислений при синтезе радиолокационного изображения земной поверхности.

Изобретение относится к безопасности сетей. Технический результат - повышение уровня электронной связи и обеспечение безопасности сетей от несанкционированного доступа.

Изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку. Для управления ЛА при заходе на посадку измеряют с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курс, крен и тангаж ЛА, угловую, горизонтальную и вертикальную скорости ЛА, координаты и высоту ЛА, формируют курс взлетно-посадочной полосы (ВПП) на основе уточненных координат высоты ЛА и координат высоты ВПП, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу, измеряют в автоматическом или ручном режиме угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, формируют траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона, совпадающую по направлению с курсом ВПП, с помощью курсового, глиссадного и дальномерного радиомаяков (КРМ, ГРМ и ДРМ).

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах для оценки местоположения объектов. Технический результат состоит в предоставлении пользователю приемного терминала спутникового сигнала, например сотового телефона или навигатора, услуги по определению местоположения без изменения аппаратного или программного обеспечения даже в зонах, недоступных для спутниковых сигналов, например внутри здания, в подземном торговом центре, в туннеле или метро.

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.

Изобретение относится к спутниковым навигационным системам, а именно к оборудованию наземного комплекса управления данных систем. Технический результат состоит в повышении качества контроля навигационных систем. Для этого наземная система контроля и управления бортовой аппаратурой межспутниковых измерений включает вычислительное оборудование в составе центрального вычислительного комплекса, управляющего комплекса приемо-передающей аппаратуры, вычислительного комплекса приемника навигационных сигналов. Центральный вычислительный комплекс связан с центром управления спутниковой навигационной системы и подключен к устройству формирования опорной частоты, которое, в свою очередь, подключено к центральному синхронизатору. Управляющий вычислительный комплекс приемо-передающей аппаратуры взаимодействует с центральным вычислительным комплексом и, по меньшей мере, одним упомянутым комплектом приемо-передающей аппаратуры. Вычислительный комплекс приемника навигационных сигналов взаимодействует с, по меньшей мере, одним комплектом аппаратуры приема навигационного сигнала, центральным вычислительным комплексом, управляющим вычислительным комплексом приемо-передающей аппаратуры. Вычислительное оборудование подключено к коммутатору сети Ethernet. Количество задействованных комплектов приемо-передающей аппаратуры межспутниковой радиолинии спутниковой навигационной системы меньше или равно количеству космических аппаратов спутниковой навигационной системы и определяется управляющим вычислительным комплексом приемо-передающей аппаратуры. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области активных антенн с регулировкой фазы. Предложен способ калибровки фазового центра активной антенны (20), содержащей множество субэлементов (21), способных принимать полезный сигнал, испускаемый спутником (25). Причем упомянутая калибровка определяется в зависимости от коэффициента усиления при приеме и фазы при приеме опорного сигнала на уровне каждого субэлемента (21). Упомянутый опорный сигнал испускается тем же спутником (25) в полосе частот, по существу, равной полосе частот полезного сигнала, и его теоретические фаза и амплитуда при приеме известны. Технический результат заключается в упрощении калибровки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области радиолокации и радионавигации. Сущность изобретения заключается в совместной обработке сигналов двух навигационных космических аппаратов с различными литерами несущих частот в одном канале аппаратуры приема сигналов системы ГЛОНАСС. Достигаемый технический результат заключается в повышении разрешающей способности и точности оценки времени задержки сигнала за счет расширения полосы сигнала, принимаемого одновременно от двух космических аппаратов с различными литерами, и соответствующего сужения главного максимума корреляционной функции. 2 ил.

Изобретение относится к антеннам. Совмещенная антенна включает: антенну глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС) с фазовым центром антенны ГНСС; и лучеобразующую антенну с фазовым центром лучеобразующей антенны. При этом фазовый центр антенны ГНСС и фазовый центр лучеобразующей антенны совмещены по двум осям. Технический результат заключается в уменьшении погрешности определения дистанции. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано в командно-измерительной системе (КИС) спутниковой связи. Способ включает передачу с наземного сегмента управления КИС по линии «Земля - КА» сигналов, содержащих команды управления КА. На входе приемного устройства КА оценивают отношение сигнал/шум принятого сигнала. Это отношение переводят в отношение энергии бита к спектральной плотности мощности шума и далее рассчитывают вероятность ошибки на бит информации. Рассчитанное её значение включают в телеметрический кадр, который передают по линии «Земля - КА» в наземный комплекс управления. Там сравнивают рассчитанное и требуемое значения вероятности. Если первое меньше второго, то увеличивают мощность передающего наземного устройства до обеспечения требуемой вероятности ошибки на бит информации. Технический результат изобретения состоит в предотвращении сбоев при выдаче командно-программной информации и обеспечении непрерывных сеансов связи с космическим аппаратом на всех этапах его жизненного цикла. 1 ил.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах беспроводной связи. Технический результат состоит в повышении надежности связи. Для этого приемное включает программу прикладного уровня, реализующую локальный сервер (38) данных, к которому могут подключаться и с которым могут взаимодействовать с использованием локального порта другие компоненты устройства (30), при этом локальный сервер (38) данных сконфигурирован для подключения к внешнему источнику (32) вспомогательных данных позиционирования для приема указанных данных в первом заранее заданном формате и преобразования их во второй заранее заданный формат с целью предоставления этих данных устройству (30) с помощью указанного локального порта. Устройство (30) также содержит приемник (36) спутникового позиционирования и модуль (34) протокола приемника, связанный с указанным приемником (36) и сконфигурированный таким образом, чтобы в ответ на запрос предоставления вспомогательных данных позиционирования указанному приемнику (36) устанавливать соединение с локальным сервером (38) данных с использованием указанного локального порта, запрашивать указанные вспомогательные данные позиционирования из локального сервера (38) данных, принимать их во втором заранее заданном формате и преобразовывать в третий заранее заданный формат, подходящий для приемника (36) спутникового позиционирования. 5 н. и 43 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к устройству приема радионавигационных сигналов, многорежимному приемнику для содействия навигации летательного аппарата, гибридной системе содействия навигации. Устройство приема радионавигационных сигналов содержит два модуля GNSS, каждый из которых содержит средство обработки радионавигационных сигналов, средство вычисления данных наведения и средство сравнения данных обоих модулей. Многорежимный приемник для содействия навигации летательного аппарата содержит систему посадки по приборам ILS и устройство приема радионавигационных сигналов. Гибридная система содействия навигации содержит многорежимный приемник с системой посадки по приборам ILS с гибридизационной инерциальной системой GNSS-IRS, где IRC – инерциальная система, а GNSS – средство гибридизации навигационных данных, устройство приема радионавигационных сигналов. Обеспечивается точность приземления и автоматического руления самолета в условиях недостаточной видимости. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является обеспечение возможности аутентификации устройств клиента, расположенных в средах с низким соотношением сигнал-шум. Упомянутый технический результат достигается тем, что поднабор демодулируемых принимаемых сервером навигационных сигналов выбирают синхронизированным с битовыми кадрами клиента для обеспечения синхронизированных битовых кадров сервера, функцию синхронизированных битовых кадров сервера вычисляют для обеспечения набора сигнатур сервера, набор сигнатур клиента и набор сигнатур сервера сравнивают для обеспечения результата сравнения, а местоположение устройства клиента аутентифицируют на основании указанного результата сравнения. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 14 ил.

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. Достигаемый технический результат – повышение точности и надежности определения взаимного положения объектов при сокращении времени соответствующих вычислений. Указанный результат достигается за счет того, что в дифференциальных системах точное определение взаимного положения объектов производится по разностям псевдофазовых измерений, получаемых в разнесенных на местности навигационных приемниках. 2 ил.

Изобретение представляет способ вспомогательного захвата приемником объединенной навигационной системы, при этом приемник объединенной навигационной системы способен принимать и обрабатывать сигналы нескольких спутников при захвате и отслеживании сигналов по меньшей мере одного спутника. Достигаемый технический результат – уменьшение времени захвата спутников и увеличение точности захвата. Для достижения указанного технического результата способ включает этапы формирования вспомогательной информации и этапы захвата и отслеживания спутников. Вспомогательная информация представляет собой систематическую ошибку часов приемника объединенной навигационной системы, используется для корректировки псевдодальности целевого спутника при захвате и отслеживании целевого спутника и точного предсказания фазы целевого спутника. Она уменьшает время захвата и увеличивает точность захвата, при этом не только выполняют вспомогательный захват спутников из одной спутниковой системы, но также выполняют совместный вспомогательный захват спутников из нескольких спутниковых систем. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способам навигации по спутниковым радионавигационным системам и может быть использовано для определения координат навигационных спутников. Технический результат состоит в определении точности координат навигационных спутников. Для этого в способе определения координат навигационных спутников в группе из четырех навигационных спутников, находящихся в зоне прямой видимости, состоящей из первой пары навигационных спутников, находящихся на одной орбите, и второй пары навигационных спутников, находящихся на другой орбите, реализуются одновременные измерения линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, передача от каждого спутника к каждому и прием каждым спутником от каждого результатов измерений линейных расстояний между всеми четырьмя спутниками группы, а также вычисление на каждом спутнике сферического расстояния между ним и точкой пересечения орбит, по которому определяются значения координат данного спутника. 5 ил.

Наверх