Анализ погрешностей спутниковой радионавигационной системы, работающей в дифференциальном режиме

Введение

Темой работы является анализ погрешностей спутниковой радионавигационной системы (СРНС), работающей в дифференциальном режиме. И включает в себя оценку влияния расположения подвижного пункта в условиях городской застройки, а именно выяснение влияния процессов затенения и отражения навигационных сигналов на основе экспериментальных данных.

СРНС предназначены для всепогодного, пассивного, глобального, высокоточного навигационно-временного обеспечения всевозможных потребителей на поверхности Земли, в приземном и ближайшем космическом пространстве. В моем конкретном случае, использовались два приемника Ashtech SCA-12S, работающие с навигационной системой глобального позиционирования GPS.

Точность СРНС ухудшают ряд факторов, возникающих из-за влияния атмосферных явлений и солнечной радиации на параметры спутниковых сигналов, ухода часов спутников и т.п. Такие ошибки можно значительно уменьшить, применив дифференциальный режим работы с использованием стационарного навигационного приёмника, установленного в точке с заранее определёнными координатами. Такой приёмник называют базовым. С помощью этого приёмника можно вычислять корректирующие значения погрешностей, возникающих в дальномерных спутниковых сигналах.

Возможности аппаратуры в лаборатории спутниковой радионавигации, где и делается эта работа, позволяют принимать сигнал одновременно на две антенны двумя приемниками. То есть для возможны следующие основные варианты получения экспериментальных данных:

- простой прием и усреднение (в течение длительного времени);

- прием и дифференциальное уточнение;

- прием и дифференциальное уточнение с фазовой коррекцией.

Данная работа делается с целью выяснения того, причины каких именно погрешностей вносят наибольший вклад в ухудшение точности определения местоположения в условиях городской застройки.

Состав системы

Система «НАВСТАР» состоит из трех сегментов:

космического сегмента;

сегмента управления (CS - control sеgшеnt);

сегмента потребителей.

Космический сегмент образован орбитальной группировкой, состоящей из 24 основных и 3 резервных навигационных космических аппаратов Block II (далее просто НКА). НКА распределены по шести плоскостям, которые разнесены по долготе на 60?. В каждой плоскости находится четыре, и, возможно, один резервный НКА, которые двигаются по круговым орбитам с наклонением 55? и с полуосью около 26,5 тыс.км. Период обращения НКА составляет 12 часов.

Сегмент управления состоит из:

Основной станции контроля и управления;

Резервной станция контроля и управления;

Четырех наземных антенн слежения;

Шести наземных станций слежения.

Основная станция контроля и управления расположена на авиабазе Шривер, шт. Колорадо. Станции слежения расположены вдоль экватора, что обеспечивает благоприятные условия для наблюдения за НКА.

С помощью наземного сегмента управления осуществляются высокоточные измерения параметров орбит НКА, которые собираются и обрабатываются. Результатом обработки является информация об орбите, частотно временные поправки, ионосферные поправки. Полученная информация передается на борт НКА для последующей ретрансляции потребителю. Частота обновления ретрансляционной информации приблизительно раз в два часа.

Сегмент пользователей «НАВСТАР» составляют приемники GPS и сообщество пользователей системы. Приемники GPS преобразовывают сигналы спутников в оценки местоположения, скорости и времени. Приемники GPS используются для навигации, позиционирования, коррекции времени и других целей.

Основная задача системы «НАВСТАР» - навигация в трехмерном пространстве. Существуют навигационные приемники для летательных аппаратов, кораблей, сухопутных транспортных средств и для индивидуального использования.

Передаваемые каждым НКА системы «НАВСТАР» в составе оперативной информации эфемериды описывают положение фазового центра передающей антенны данного НКА в связанной с Землей геоцентрической системе координат WGS-84, определяемой следующим образом:

начало координат расположено в центре масс Земли;

ОСЬ Z направлена на Условный полюс Земли, как определено в рекомендации Международной службы вращения Земли (IERS);

ОСЬ Х направлена в точку пересечения плоскости экватора и нулевого меридиана, определенного Международным бюро времени (BIH);

ОСЬ Y дополняет геоцентрическую прямоугольную систему координат до правой.

Геодезические координаты точки в системе координат WGS-84 относятся к эллипсоиду, значения большой полуоси и полярного сжатия которого даны в таблице 1.5.

Геодезическая широта В точки М определяется как угол между нормалью к поверхности эллипсоида и плоскостью экватора.

Геодезическая долгота L точки М определяется как угол между плоскостью нулевого меридиана и плоскостью меридиана, проходящего через точку М. Положительное направление счета долгот - от нулевого меридиана к востоку.

Геодезическая высота Н определяется как расстояние по нормали от поверхности эллипсоида до точки М.

Фундаментальные геодезические константы и основные параметры общеземного эллипсоида, принятые в системе координат WGS-84 приведены в таблице 1.1.

Таблица 1.1 - Геодезические константы и параметры общеземного эллипсоида WGS-84

1. Спутниковые радионавигационные системы

1.1 Принцип построения

Успехи ракетной техники, приведшие к созданию мощных носителей, способных обеспечить вывод на орбиты вокруг Земли искусственных спутников Земли (ИСЗ), привели к идее использовать их для целей навигации кораблей. Суть идеи заключается в следующем: если источник радиоизлучения (т.е. радиомаяк) поместить на ИСЗ и знать координаты его в любой момент времени, то навигационную задачу можно решить так же, как и в случае маяков наземного базирования, если обеспечить измерение геометрических величин относительно маяков с привязкой к той же шкале времени [3].

Для реализации идеи необходимо было решить следующие проблемы:

обеспечить определение текущих координат и получение эфемерид ИСЗ, которые позволяют рассчитывать координаты в любой момент времени вперед;

обеспечить доведение координат ИСЗ (эфемерид) до каждого потенциального потребителя навигационной информации;

обеспечить доведение до всех потребителей шкалы единого времени и синхронизацию работы всех включенных в систему ИСЗ.

Прежде чем рассмотреть варианты решения перечисленных проблем, остановимся на некоторых положениях космической баллистики для оценки характеристик траекторий движения ИСЗ.

Для длительного существования ИСЗ как небесного тела ему необходимо придать скорость, превышающую так называемую первую космическую скорость. Эта скорость равна, примерно, 7.8 км/с (при малых высотах спутника) и обеспечивает движение по круговой орбите; при увеличении скорости орбита становится эллиптической, причем эксцентриситет эллипса растет с ростом скорости. Величина первой космической скорости уменьшается при возрастании высоты ИСЗ над земной поверхностью, что приводит к увеличению времени обращения спутника вокруг Земли. Для круговой орбиты высотой Н период обращения Т характеризуется следующими выборочными значениями:

Н = 250 км, Т = 89 мин; H = 1000 км, Т = 96 мин;

Н = 20240 км, Т = 12 час; Н = 35870 км, Т = 24 час.

1.2 Описание движения спутников

Координаты и составляющие вектора скорости спутников меняются очень быстро. Поэтому сообщения о параметрах движения спутников содержат сведения не об их координатах, а информацию о параметрах некоторой модели, аппроксимирующей траекторию движения ИСЗ на достаточно большом интервале времени (примерно 1 час). Параметры аппроксимирующей модели меняются достаточно медленно, и их можно считать постоянными на интервале аппроксимации. Состав параметров аппроксимирующей модели определяет и состав навигационных сообщений спутников. Поэтому модель движения, принимаемая в системе для расчета траекторий движения ИСЗ, является одним из основных понятий, необходимых для изложения принципов ее функционирования [3].

Самой простой моделью движения ИСЗ является кеплеровская модель. В этой модели учитывается единственная сила притяжения, образуемая центральным полем тяготения Земли. Движение ИСЗ, задаваемое кеплеровской моделью, происходит в фиксированной плоскости. Текущие полярные координаты ИСЗ в этой плоскости R(t) и связаны между собой и с параметрами кеплеровской траектории р и е следующим образом:

(1.1)

где R(t) - расстояние;

- фокальный параметр;

е - эксцентриситет;

- угол, называемый истинная аномалия.

Текущие координаты R(t) и образуют вектор называемый радиус-вектор ИСЗ.

Для определения положения ИСЗ в каждый момент времени необходимо найти связь между истинной аномалией и временем t. В кеплеровской модели такая связь задается уравнением Кеплера, которое для эллиптической орбиты имеет вид:

(1.2)

где - момент времени прохождения ИСЗ через перигей орбиты;

- большая полуось эллипса;

- гравитационный параметр Земли;

- эксцентрическая аномалия (промежуточная величина, тоже угол).

Решив последнее уравнение относительно для заданного момента времени , значение находится по формуле:

(1.3)

Если элементы , , дополнить величинами, характеризующими положение плоской орбиты относительно неподвижной геоцентрической системы координат Oxyz, то такая совокупность величин будет полностью определять кеплеровское движение ИСЗ.

В качестве параметров кеплеровской орбиты (кеплеровских элементов орбиты) наиболее часто используется следующая совокупностьвеличин (см. рисунок 1.1):

Рисунок 1.1 - Орбита спутника Земли и ее элементы

наклонение плоскости орбиты относительно плоскости экватора - i;

прямое восхождение (или долгота) восходящего узла орбиты - Щ;

угловое расстояние перигея орбиты от восходящего узла (аргумент перигея) х;

эксцентриситет орбиты - с;

большая полуось эллипса - а

время прохождения спутника через перигей орбиты - tп

Еще раз отметим, что указанная шестимерная совокупность параметров орбиты позволяет рассчитать координаты ИСЗ в любой момент времени в геоцентрической экваториальной системе координат Oxyz или любой другой, связанной с ней аналитическими зависимостями. В свою очередь, элементы орбиты рассчитываются по измененной шестимерной характеристике движения ИСЗ по орбите в определенный момент времени. Такой характеристикой могут быть три координаты и три проекции вектора скорости. Измерение характеристик движения, расчет элементов орбиты и передачу последних на борт навигационных ИСЗ для ретрансляции потребителям осуществляет система орбитальных измерении, состоящая из сети измерительных пунктов и координационно-вычислительного центра.

1.3 Навигационные определения

В СРНС второго поколения применяется дальномерно-доплеровский метод. В среднеорбитальных дальномерно-доплеровских СРНС определяются местоположение, величина и направление вектора скорости потребителя в любой момент времени и в любой точке на поверхности Земли и околоземного пространства. Для этого в системе обеспечивается одновременная связь потребителя не менее чем с четырьмя спутниками. Все спутники ведут синхронное излучение дальномерных сигналов (ошибки синхронизации малы и не превышают 10-20 нс). В аппаратуре потребителя измеряется задержка спутникового сигнала относительно меток времени местной шкалы, вырабатываемых в аппаратуре потребителя. Эта задержка складывается из задержки сигналов при распространении в пространстве и разницы хода часов на спутниках и аппаратуре потребителя. Произведение этой суммарной задержки на скорость распространения сигнала принятого называть псевдодальностью.

Обозначим координаты потребителя на момент приема через , а координаты j-го спутника на момент времени, предшествующий моменту приема на время распространения, - через . Тогда можно составить следующую систему нелинейных уравнений:

(1.4)

где - разница хода часов потребителя и спутникового времени;

- значение задержки спутникового сигнала относительно меток времени шкалы потребителя.

Если число спутников не менее четырех, то вышеуказанная система может быть разрешена относительно четырех неизвестных и .

Таким образом, помимо координат одновременно определяется . Необходимые для решения уравнения координаты спутников извлекаются из навигационных данных.

Предыдущее выражение можно переписать следующим образом:

(1.5)

где

- измеренное значение дальности или псевдодальность;

Шкала времени спутника, и частота его несущего колебания задаются от одного и того же бортового генератора. Аналогично шкала времени приемника потребителя, и частота его гетеродина также задаются от эталона частоты приемника. Такое единство порождает связь расхождения шкал времени с расхождением частот:

(1.6)

где - частота гетеродина приемника потребителя, рассматриваемая как функция времени в связи с относительно не высокой стабильностью эталона частоты приемника потребителя;

- частота несущего колебания спутника - полагается постоянной, поскольку формируется от гораздо более стабильного бортового генератора. Относительная стабильность бортовых генераторов СРНС составляет величину порядка ;

- начальная расстройка шкал времени.

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14