Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ НА ОСНОВЕ СПУТНИКОВЫХ СИСТЕМ 4
Тема 5. «Спутниковые навигационные системы»
Занятие 1 . Введение .Принципы спутниковой навигации.
Общие требования к приемнику
Введение
Определение местоположения на основе данных от спутниковых навигационных систем (СНС) обеспечивает высокую точность вычисления координат, скорости и направления движения различных объектов, а также существенно повышает эффективность систем сотовой связи за счет высокоточной временной синхронизации TDMA и CDMA-систем. С начала 1990-х гг. действовали две спутниковые навигационные системы: глобальная навигационная спутниковая система GPS, ранее известная как NAVSTAR (США), и глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС (Россия). Навигационные системы GPS и ГЛОНАСС предоставляют информацию о местоположении, скорости движения и времени (Position, Velocity, Time, PVT) при любых погодных условиях неограниченному числу абонентов на земле, в воздушном и морском пространстве. Несмотря на то, что изначально обе системы разрабатывались для нужд военных ведомств, позже они стали доступны для гражданского использования и сейчас являются системами двойного назначения.
Система GPS разработана в Министерстве обороны США (МО США), ее часть — стандартная служба позиционирования (Standard Positioning Service, SPS) находится в свободном доступе. Официальное разрешение об использовании GPS в гражданских целях было предоставлено Международной организацией гражданской авиации (ИКАО) и Международной морской организацией (ИМО) в начале 1990-х гг. Детальное описание гражданской системы содержится в Интерфейсно-контрольном документе (Interface Control Document, ICD), опубликованном МО США.
Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС создана по заказу Министерства обороны бывшего СССР и начала эксплуатироваться в октябре 1982 г. после запуска первого спутника «Космос-1413». История зарождения этой системы берет свое начало с 50-х годов прошлого века, когда был разработан и выведен на орбиту первый искусственный спутник Земли. В 1994 г. Россия предоставила международному сообществу для гражданского использования СНС ГЛОНАСС и передала ИКАО описание структуры навигационных сигналов.
1. Принципы спутниковой навигации
Спутниковые навигационные системы состоят из трех основных сегментов: космического сегмента, наземного управляющего сегмента (комплекса управления) и абонентских приемников (пользовательского сегмента). Обобщенная структурная схема спутниковых навигационных систем показана на рис. 5.1.
Наземный управляющий сегмент Пользовательский сегмент
Рис. 5.1. Структурная схема спутниковой навигационной системы
Космический сегмент состоит как правило из орбитального созвездия, как правило из 24 спутников. Каждый из них передает навигационный код, по которому приемник определяет расстояние до спутника. Такое количество спутников способно охватить всю земную поверхность равномерным полем радионавигационных сигналов с запасом по высоте порядка 2000 км. Этого достаточно для большинства применений навигационных систем как на земле, так и в воздушном пространстве. Данные навигационных сообщений, переданные со спутников, позволяют определить точное местоположение на момент передачи сигналов. СНС — это пассивные системы, т.е. пользователь может только принимать спутниковый сигнал и не имеет обратной связи со спутником.
Все спутники контролируются наземной системой управления, осуществляющей мониторинг навигационного поля, непрерывное слежение за созвездием спутников, управляющей ими и обновляющей навигационные данные. С помощью эталонных приемников измеряются сигналы со спутников, и результаты таких измерений используются для получения параметров орбит (эфемерид) для каждого спутника, а также для вычисления сдвига часов спутника относительно общесистемного времени. Эти сведения об эфемеридах и смещении часов загружаются на спутники для передачи конечным пользователям.
Спутники, таким образом, должны осуществлять:
В итоге пользовательскому приемнику для определения местоположения необходимо иметь информацию о положении спутника и времени передачи сигнала от каждого спутника.
Приемник определяет собственное местоположение по времени прохождения сигнала от спутников (ТоА), измеряя расстояние до спутника как произведение групповой скорости распространения радиоволн на время прохождения сигнала по трассе «спутник-приемник». Полученный результат называется псевдодальностью R и раскрывает принцип, согласно которому время распространения сигналов однозначно соответствует расстоянию между спутником, чьи координаты известны, и приемником, местоположение которого неизвестно. Теоретически, достаточно трех спутников для определения координат приемника, находящегося в зоне пересечения трех сфер, каждая с радиусом, равным псевдодальности. Как показано на рис. 5.2, псевдодальность включает геометрическое расстояние до спутника плюс некоторую погрешность, вызванную нестабильностью часов приемника и спутникового генератора тактовой частоты, непостоянством скорости распространения радиоволн, относительной неточностью координат спутников и другими факторами.
а каждом спутнике имеется несколько высокоточных атомных часов, предназначенных для обеспечения стабильности времени, достаточной для того, чтобы наземный сегмент определял время, переданное со спутника, с точностью до нескольких наносекунд. Более того, данные об эфемеридах, содержащиеся в навигационном сообщении, позволяют определить положение спутника с точностью до нескольких метров. В то же время положение приемника пользователя неизвестно, а часы приемника не могут быть достаточно точными, поскольку должны быть малогабаритными и недорогими. Следовательно, нестабильность часов приемника относительно общесистемного времени необходимо считать дополнительной неизвестной и вычислять совместно с трехмерными координатами приемника. Таким образом, местоположение приемника пользователя характеризуется вектором [х, у, г, Св], где [х, у, z] — координаты пользователя в геоцентрической системе: Св — отклонение пользовательских часов.
Математическое выражение этого принципа можно представить следующим образом:
R-CB = c∆t-CB =, (5.1)
где R— псевдодальность или измеренное расстояние, скорректированное с учетом ошибок распространения радиоволн и нестабильности спутникового генератора тактовой частоты; ∆t— измеренная задержка сигнала; с — скорость распространения радиоволн; XS ,YS ,Zs — местоположение спутника в момент передачи сигнала; Хr ,Yr ,Zr — местоположение антенны приемника в момент приема сигнала.
Определив время и расстояния до спутников, можно вычислить местоположение приемника. Так как нестабильность часов приемника вносит дополнительную неизвестную в систему уравнений, то для точного трехмерного определения местоположения объекта и коррекции временной шкалы требуется решить систему из четырех уравнений, т.е. выполнить как минимум четыре измерения от спутников с оптимальной геометрией. Если приемник «видит» четыре спутника, он может выполнить четыре измерения, а следовательно, рассчитать все четыре неизвестных. Как правило, для полностью развернутой СНС в зоне видимости приемника находятся от 5 до 11 спутников, из которых приемник может выбрать четыре с оптимальной геометрией или использовать для расчетов информацию от всех наблюдаемых спутников. Расчет координат по четырем спутникам применялся в первых образцах навигационных приемников и осуществлялся, например, по принципу тетраэдра, когда четыре спутника в вершинах должны образовывать тетраэдр максимального объема.
Следует отметить, что приемник также измеряет доплеровский сдвиг частоты сигналов спутников. Эта величина позволяет напрямую рассчитать скорость движения, а также сдвиг частоты приемника относительно общесистемного времени. Составляющие вектора скорости приемника определяются посредством решения аналогичных (5.1) уравнений для псевдоскоростей.
Навигационные приемники выполняют первичные расчеты для определения местоположения и скорости перемещения, используя геоцентрическую систему декартовых координат, связанную с Землей (Earth-Centered Earth-Fixed coordinate system, ECEF). Полученные результаты переводятся в местные или географические координаты, долготу и широту, используя модель земного профиля. В системе GPS применяется Всемирная геодезическая система координат 1984 (World Geodetic System, WGS-84), а в ГЛОНАСС — российская система ПЗ-90.
Данные, полученные в спутниковом навигационном сообщении, помимо непосредственного вычисления координат, также используются с целью устранения ошибок, связанных со сдвигом тактовой частоты цифровых сигналов спутника, релятивистскими эффектами и задержками сигнала при распространении. Также погрешность могут вносить шумы самого приемника и неточность данных эфемерид спутников.
Основной ошибкой при распространении навигационного сигнала являются задержки в ионосфере. Однако их можно с высокой точностью корректировать, применяя две несущие навигационного сигнала и определяя задержку между двумя частотами. Если абоненту доступна только одна частота, то целесообразно использовать алгоритм определения задержки с учетом широты, на которой находится пользователь, времени суток и года. Для этих целей чаще всего используется уточненная модель Клобучара. Параметры для этого алгоритма передаются в навигационном сообщении, а его точность составляет 50-60%. На средних широтах задержка в ионосфере, как правило, не превышает 14 м, хотя в моменты пика солнечной активности задержка увеличивается до 50 м . Другая возможность корректировки ионосферных ошибок для пользователей одночастотных приемников заключается в использовании поправок от дифференциальных систем , речь о которых пойдет ниже (более подробно см . 5.6).
Стоит отметить, что после ввода дополнительного сигнала стандартной точности на частоту L2 GPS и ГЛОНАСС, большинство современных приемников выпускаются в двухчастотном исполнении. В плане развития системы GPS предусмотрен ввод третьего сигнала на частотах L5 для предотвращения интерференционных помех от навигационных локаторов и применения в авиации и других приложениях, требующих повышенной точности. Передача этого сигнала будет расширяться по мере ввода новых спутников Block-IIF GPS. Указанные меры повышают помехозащищенность, надежность навигационных систем и позволяют снизить максимальный уровень погрешности определения местоположения в автономном режиме до единиц метров.
Другим существенным источником ошибок является задержка сигнала в тропосфере, которая не зависит от частоты, а потому определяется с учетом высоты местонахождения абонента, положения спутников и атмосферных параметров, прежде всего содержания паров воды. Задержка распространения сигнала в тропосфере создает погрешность порядка 2,3 м, если спутник находится в зените; около 9,3 м — при угле возвышения спутника 15° и 20...28 м для угла возвышения 5°. Эти показатели учитываются с помощью различных математических моделей при выполнении приемником навигационного решения.
Также при навигационных измерениях учитывается неравномерность гравитационного поля Земли, гравитационное влияние Луны и Солнца, световое давление и связанные с ним возмущения орбит спутников, другие геодинамические явления, а также помехи, связанные с переотражением сигналов от различных поверхностей, приводящим к многолучевому распространению радиосигналов.
2. Общие требования к приемнику
спутниковых навигационных систем
Для принятия навигационного решения приемник должен находиться в зоне действия как минимум четырех спутников с приемлемой геометрией и выполнить следующие операции:
- оценку точности навигационного решения.
При выполнении базового навигационного решения по мгновенному определению местоположения может использоваться метод наименьших квадратов, с помощью которого ищется решение, максимально приближающееся ко всем полученным в результате измерений псевдодальностям. Этот метод позволяет вычислять местоположение вместе с ковариационной матрицей (матрица, составленная из попарных ковариаций элементов двух случайных векторов.), которая помогает минимизировать мгновенные ошибки по дальности, погрешность генератора тактовых импульсов приемника и отражает точность вычисления местоположения.
Навигационное решение определяется для конкретного момента времени, которое часто называется периодом действия (Validity Time — в терминологии GPS). В результате чего процесс представляет собой последовательность мгновенных определений координат и в зависимости от скорости перемещения абонентского приемника может приводить к большим скачкам между результатами измерений. Чем выше скорость перемещения, тем существеннее проявляется скачкообразная структура навигационных измерений. Данный вид обработки приемлем в приемниках, используемых пешеходами, а также в неавтоматизированных приложениях. Однако при использовании его в автоматизированных системах управления, например, в автопилотах, такой подход неприемлем.
Для уменьшения ступенчатой структуры навигационных измерений во многих приемниках применяются математические методы обработки навигационных данных. Эти методы позволяют сгладить разницу между измерениями дальности на основе подсчета количества длин волн несущей навигационного сигнала с момента последнего измерения и скорости перемещения абонента, рассчитанной на основе доплеровского сдвига. Такой подход фиксирует результаты по дальности в определенных границах с учетом динамики и маневренных характеристик приемника. В приемниках, разработанных для использования на подвижных объектах, как правило, применяются алгоритмы вычислений, которые с помощью уравнений движения позволяют снизить шумы определения местоположения и скорости перемещения.
С учетом того, что относительные координаты и составляющие вектора скорости спутника и приемника меняются очень быстро, сообщения о параметрах движения спутников содержат сведения не об их точных координатах, а информацию о параметрах некоторой модели, аппроксимирующей траекторию движения спутника на достаточно большом интервале времени (около 30 мин). Параметры аппроксимирующей модели входят в состав навигационных сообщений спутников. В системе GPS используется кеплеровская модель движения с оскулирующими элементами.
Кеплеровские Элементы - последовательность чисел, с помощью которой программы слежения за спутниками вычисляют положение спутника в космосе. Кеплеровские Элементы бывают двух видов - двухстрочные линии (Формат NASA), или многословные элементы (Формат AMSAT).Кеплеры, поскольку их иногда так называют, дают нам информацию об орбите спутника в определенный момент времени. Когда эти элементы известны, то, в течение некоторого времени, используя сложные математические вычисления, можно предсказать положение спутника в космосе.
Метод оскулирующих элементов (Небесная механика) — метод качественного анализа траектории возмущённого движения небесного тела.
Оскулирующая орбита (от лат. osculor — целую), орбита, по которой стало бы двигаться небесное тело, если бы в некоторый момент времени возмущающие силы
В системе ГЛОНАСС для выявления точного положения спутника применяются модели движения, в которых координаты и составляющие вектора скорости спутника определяются численным интегрированием дифференциальных уравнений движения спутника, учитывающих конечное число сил, действующих на спутник. Как правило, для описания орбиты спутника достаточно передать шесть ее элементов (эксцентриситет, средняя аномалия, большая полуось орбиты, долгота восходящего узла, наклонение орбиты и аргумент перигея). Этих параметров эфемеридной информации достаточно, чтобы выполнить краткосрочный прогноз с приемлемой точностью в указанном интервале времени.
Поскольку местоположение спутников изменяется во времени, необходимо постоянно проверять параметры выбранного для навигационных расчетов спутника, а при необходимости менять состав рабочего созвездия. Приемник может терять выбранный спутник из видимости по причине того, например, что здания экранируют, а листва деревьев значительно ослабляет сигналы навигационных спутников. Даже когда приемник определяет, что тот или иной спутник находится в зоне видимости, его сигнал по указанным причинам может не приниматься, поэтому алгоритмы управления приемником должны компенсировать такие ситуации. В приемнике осуществляется непрерывный контроль целостности навигационных сигналов по так называемым RAIM-алгоритмам (Receiver Autonomous Integrity Monitoring — автономный контроль целостности в приемнике), с помощью которых решается задача обнаружения неисправного спутника (или некачественного сигнала) и исключения его из расчетов. Эта задача решается путем использования статистических методов.
Хотя прогресс в создании микроэлектронных компонентов позволяет создавать многоканальные устройства слежения за сигналами, способные анализировать данные от 8 до 12 спутников одновременно, современные приемники, как правило, могут принимать сигналы со всех спутников, находящихся в зоне прямой видимости.
В случае применения метода наименьших квадратов одновременно измеряется псевдодальность до всех спутников. Отсчет времени приема сигнала определяется приемником по результатам измерений, а отсчет времени передачи — по спутниковому времени:
.
где — вычисленное псевдорасстояние до i-го спутника на момент приема сигнала; — время приема спутникового сигнала, измеренное приемником; — время передачи сигнала со спутника, определенное спутником.
Псевдодальность корректируется приемником с учетом ошибок синхронизации со спутником исходя из данных навигационного сообщения. По эфемеридам (точным орбитальным данным), содержащимся в навигационном сообщении спутника, вычисляется местоположение спутников на базе геоцентрической системы координат (ECEF) на момент передачи. По измеренным координатам приемника вычисляется прогнозируемая псевдодальность каждого спутника:
где: — вычисленное местоположение i-го спутника на момент передачи; — местоположение антенны приемника, скорректированное с учетом вращения Земли.