Реферат: Спутниковые системы навигации GPS и Глонасс

РостовскийГосударственный Строительный Университет

КафедраПрикладной Геодезии

Спутниковые системы навигации

GPS и Глонасс

Выполнил:студ гр. ПГ-579 Веремчук Р. В.

Проверил:Яковлев В. А.

Ростов-на-Дону

2004

Введение.

В декабре1976 г. было принято Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «Оразвертывании Единой космической навигационной системы ГЛОНАСС (ГЛОбальнаяНАвигационная Спутниковая Система)». Это постановление по сути лишьузаконило уже начавшиеся работы по созданию новой системы и определило порядокее разработки и испы-таний. Технические предложения по системе ГЛОНАСС всоставе КА 11Ф654 «Ураган» были разработаны в красноярском НПОприкладной механики (НПО ПМ) в начале 1976 г. и расс-мотрены межведомственнойкомиссией в августе того же года. Система ГЛОНАСС предс-тавляет второепоколение отечественных спутниковых навигационных систем. Создание этойнавигационной системы было предопределено потребностями новых потенциальныхпотреби-телей, нуждавшихся в высокоточной привязке своего положения во времении пространстве. В качестве таких потребителей выступали авиация, морской флот,наземные транспортные средства, космические аппараты, а также специальныебоевые комплексы (в частности, мо-бильные МБР средней и большой дальности).Широкое внимание к спутниковой навигации привлекла успешная эксплуатациянизкоорбитальных навигационных спутниковых систем морскими потребителями. В1976 г. на вооружение Советской Армии была принята навигационно-связная система«Циклон-Б» в составе шести космических аппаратов «Парус»,обращающихся на околополярных орбитах высотой 1000 км. Через три года быласдана в эксплуатацию спутниковая радионавигационная система (СРНС)«Цикада» в составе четырех КА на орбитах того же класса, что и у КА«Парус». И если первая система использовалась исключительно винтересах МО СССР, то вторая предназначалась, главным образом, для навигациигражданских морских судов. Оснащение спутниковой навигационной аппаратуройсудов торгового флота оказалось очень выгодным, поскольку благодаря повышениюточности судовождения удавалось настолько сэкономить время плавания и топливо,что бортовая аппаратура потребителя окупала себя после первого же годаэксплуатации. В ходе испытаний этих и предшествовавшей им системы«Циклон» было установлено, что погрешность местоопределниядвижущегося судна по навигационным сигналам этих спутников составляет 250…300 м. Выяснилось также, что основной вклад в погрешность навигационныхопределений вносят погрешности передаваемых спутникам собственных эфемерид,которые рассчитываются и закладываются на борт КА средствами наземногокомплекса управления (НКУ). С целью повышения точности определения ипрогнозирования параметров орбит навигационных спутников была отработанаспециальная схема проведения измерений параметров орбит средствами НКУ,разработаны более точные методики прогнозирования. Для выявления локальныхособенностей гравитационного поля Земли, оказывающих воздействие на выбранныеорбиты навигационных КА (НКА), на такие же орбиты были запущены специальныегеодезические спутники «Космос-842» и «Космос-911».Комплекс принятых мер позволил уточнить координаты измерительных средств ивычислить параметры согласующей модели гравитационного поля, предназначеннойспециально для определения и про-нозирования параметров движения НКА. Врезультате точность передаваемых в составе навигационного сигнала собственныхэфемерид была повышена практически на порядок, так что их погрешность наинтервале суточного прогноза не превышала 70...80 м. Как следствие, погрешностьопределения морскими судами своего местоположения уменьшилась до 80...100 м.

Однаковыполнить требования всех потенциальных классов новых потребителейнизкоорбитальные системы не могли в силу принципов, заложенных в основу их построения.Так, если для неподвижных потребителей, имеющих двухканальную приемнуюаппаратуру, погрешность определения местоположения удалось снизить до 32 м(данные для американской СРНС «Транзит»), то при движении погрешностисразу же начинают возрастать из-за неточности счисления пути — низкоорбитальныеСРНС не позволяли определять скорость движения. Более того, по получаемымизмерениям можно определить только две пространственные координаты. Вторымнедостатком низкоорбитальных систем было отсутствие глобальности покрытия,поскольку, например, на экваторе спутники проходили через зону видимостипотребителя в среднем через 1.5 часа, что допускает проведение толькодискретных навигационных сеансов. Наконец, ввиду использования в сеансе лишьодного НКА продолжительность измерений может доходить до 10...16 мин. Большаядлительность сеансов и значительные интервалы между ними делают неизбежнымприменение специальных мероприятий для счисления пути. При этом ошибкисчисления и ограничивают точность местоопределения. Тем не менее была испытанасамолетная аппаратура применительно к сигналам как системы «Транзит»,так и «Цикада». При этом подтвердилось, что погрешность определенияместоположения слабо зависит от маневров самолета и действительно определяетсяпреимущественно погрешностями знания путевой скорости, не выходя за пределы 1.8км.

СРНСвторого поколения изначально проектировались как системы, которым всеперечисленные недостатки не свойственны. Главным требованием при проектированиибыло обеспечение потребителю в любой момент времени возможности определениятрех пространственных координат, вектора скорости и точного времени, чтодостигается путем одновременного приема сигналов от как минимум четырех НКА. Вконечном итоге, это привело к реализации важной технической идеи — координациипространственного положения НКА на орбитах и координации по времени излучаемыхспутниками сигналов. Координация движения всех НКА придает системе сетевыесвойства, которых она лишается при отсутствии коррекции положения НКА.

В качествеорбит для новой системы первоначально были выбраны средневысокие (20000 км)полусуточные орбиты, которые обеспечивали оптимальное соотношение междуколичеством КА в системе и величиной зоны радиообзора. Однако впоследствиивысота рабочей орбиты была уменьшена до 19100 км. Это было сделано исходя изтого, что для КА, имеющих период обращения, равный половине суток, проявляетсярезонансный эффект влияния определенных гармоник геопотенциала, приводящий кдостаточно быстрому «разрушению» заданного относительного положенияНКА и конфигурации системы в целом. Очевидно, что в этом случае для поддержаниясистемы пришлось бы чаще проводить коррекции орбиты каждого КА. При выбраннойвысоте орбиты для гарантированной видимости потребителем не менее четырехспутников их количество в системе должно составлять 18, однако оно былоувеличено до 24-х с целью повышения точности определения собственных координати скорости потребителя путем предоставления ему возможности выбора из числавидимых спутников четверки, обеспечивающей наивысшую точность. Следуетотметить, что в настоящее время это требование потеряло актуальность, посколькусовременная стандартная навигационная аппаратура потребителя (НАП) имеетвозможность принимать сигналы от 8 до 12 НКА в зоне радиовидимости одновременно,что позволяет не заботиться о выборе оптимальной четверки, а простообрабатывать все принимаемые измерения.

Одной изглавных проблем создания СРНС, обеспечивающей беззапросные навигационныеопределения одновременно по нескольким спутникам, является проблема взаимнойсинхронизации спутниковых шкал времени с точностью до миллиардных долей секунды(наносекунд, нс), поскольку рассинхронизация излучаемых спутникаминавигационных сигналов всего в 10 нс вызывает дополнительную погрешность вопределении местоположения потребителя до 10...15 м. Для решения задачивысокоточной синхронизации бортовых шкал времени потребовалась установка наспутниках высокостабильных цезиевых стандартов частоты и наземного водородногостандарта (на порядок более стабильного), а также создания наземных средствсличения шкал с погрешностью 3...5 нс.

В 1977-78гг. в НПО ПМ проводилось эскизное проектирование системы, материалы которогобыли одобрены в сентябре 1978 г. межведомственной комиссией подпредседательством генерал-майора И. В. Мещерякова. Тактико-техническое задание(ТТЗ) на систему ГЛОНАСС было согласовано с главнокомандующими всех видовВооруженых Сил и министерствами: Минобщемашем, Минрадиопромом, Минавиапромом,Миноборонпромом, Минморфлотом, Минрыбхозом, Минсудпромом и Министерствомгражданской авиации. В ноябре 1978 г. ТТЗ было утверждено Министром обороныСССР.

Однако ктому времени из-за слишком долгого периода согласования задания были сорваныпервоначальные сроки по развертыванию системы. Поэтому 29 августа 1979 г. поГЛОНАСС вышло новое Постановление ЦК и СМ. В нем были установлены следующиесроки выполнения работ по системе:

— началолетных испытаний и создание системы из 4-6 КА «Ураган» для проверкиосновных принципов и технических характеристик -1981 год;

— созданиесистемы из 10-12 КА «Ураган» (в двух орбитальных рабочих плоскостях)и сдача ее на вооружение в составе и с тактико-техническими характеристиками посогласованию между Минобороны, Минобщемашем и Минрадиопромом — 1984 год;

— дооснащение системы до 24 КА — 1987 год.

Основнымиразработчиками системы в Постановлении были определены:

— НПО ПММинобщемаша — по системе в целом;

— ПО«Радиоприбор» (ныне РНИИ КП) Минобщемаша — по наземному комплексууправления, бортовому радиотехническому комплексу, аппаратуре потребителей;

— ЛНРТИ(ныне РИРВ) Минрадиопрома — по навигационно-временному комплексу.

Однако иэти порядок и сроки пришлось еще раз уточнить в июле 1981 г. В новомПостановлении ЦК и СМ сроком начала развертывания системы был назван 1982 г.

Летныеиспытания системы ГЛОНАСС были начаты 12 октября 1982 г. запуском первого КА11Ф654 «Ураган» N11л и двух габаритно-весовых макетов 11Ф654ГВМ.Затем в последующих шести запусках на орбиту выводились по два штатных КА иодному ГВМ. Это было связано с неготовностью электронной аппаратуры спутников.Лишь с восьмого запуска в рамках развертывания системы ГЛОНАСС (16 сентября1986 г.) на орбиту были выведены сразу три штатных КА. Дважды (10 января и 31мая 1989 г.) вместе с двумя КА «Ураган» на орбиту выводились пассивныегеодезические КА ПКА «Эталон», используемые для уточнения параметровгравитационного поля и его влияния на орбиты КА «Ураган».

Дляотработки навигационной аппаратуры были изготовлены базовые комплекты по шестьштук каждого наименования для ВВС, ВМФ, СВ, МГА, ММФ и РВСН. Всего для летныхиспытаний было выделено 22 космических аппарата (9-10 запусков). Это число КАбыло израсходовано к 16 сентября 1987 г. Однако к этому моменту система не быларазвернута даже для ограниченного использования (12 КА в двух плоскостях). Лишьпосле запуска 4 апреля 1991 г. в составе ГЛОНАСС оказалось одновременно 12работоспособных КА.

24сентября 1993 г. первая очередь системы ГЛОНАСС была принята на вооружение. Сэтого момента стали проводиться запуски КА в третью орбитальную плоскость. 14декабря 1995 г. после 27-го запуска «Протона-К» с«Ураганами» развертывание штатной конфигурации системы ГЛОНАСС былозавершено. Всего с октября 1982 г. по декабрь 1998 г. на орбиту были выведены74 КА «Ураган» и восемь его габаритно-весовых макетов (ГВМ). За времяразвертывания системы шесть «Ураганов» оказались на нерасчетныхорбитах из-за отказов разгонного блока 11С861. По оценкам, проведенным в 1997г., на развертывание системы было потрачено почти 2.5 млрд $.

<span Times New Roman",«serif»;mso-fareast-font-family: «Times New Roman»;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language:RU;mso-bidi-language: AR-SA">

Основные принципы работы системы ГЛОНАСС

 

Спутники системы ГЛОНАСС непрерывно излучают навигационные сигналы двухтипов: навигационный сигнал стандартной точности (СТ) в диапазоне L1 (1,6 ГГц)и навигационный сигнал высокой точности (ВТ) в диапазонах L1 и L2 (1,2 ГГц).Информация, предоставляемая навигационным сигналом СТ, доступна всемпотребителям на постоянной и глобальной основе и обеспечивает, прииспользовании приемников ГЛОНАСС возможность определения:

горизонтальных координат с точностью 50-70 м (вероятность 99,7%); вертикальных координат с точностью 70 м (вероятность 99,7%); составляющих вектора скорости с точностью 15 см/с (вероятность 99,7%) точного времени с точностью 0,7 мкс (вероятность 99,7 %).

Эти точности можно значительно улучшить, если использовать дифференциальныйметод навигации и/или дополнительные специальные методы измерений.
Сигнал ВТ предназначен, в основном, для потребителей МО РФ, и егонесанкционированное использование не рекомендуется. Вопрос о предоставлениисигнала ВТ гражданским потребителям находится в стадии рассмотрения.
Для определения пространственных координат и точного времени требуется принятьи обработать навигационные сигналы не менее чем от 4-х спутников ГЛОНАСС. Приприеме навигационных радиосигналов ГЛОНАСС приемник, используя известныерадиотехнические методы, измеряет дальности до видимых спутников и измеряетскорости их движения.
Одновременно с проведением измерений в приемнике выполняется автоматическаяобработка содержащихся в каждом навигационном радиосигнале меток времени и цифровойинформации. Цифровая информация описывает положение данного спутника впространстве и времени (эфемериды) относительно единой для системы шкалывремени и в геоцентрической связанной декартовой системе координат. Кроме того,цифровая информация описывает положение других спутников системы (альманах) ввиде кеплеровских элементов их орбит и содержит некоторые другие параметры.Результаты измерений и принятая цифровая информация являются исходными даннымидля решения навигационной задачи по определению координат и параметровдвижения. Навигационная задача решается автоматически в вычислительномустройстве приемника, при этом используется известный метод наименьшихквадратов. В результате решения определяются три координаты местоположенияпотребителя, скорость его движения и осуществляется привязка шкалы временипотребителя к высокоточной шкале Координированного всемирного времени (UTC).

<span Times New Roman",«serif»;mso-fareast-font-family: «Times New Roman»;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language:RU;mso-bidi-language: AR-SA">

Радионавигационное поле

 

Навигационные радиосигналы, излучаемые штатными НКА, образуютрадионавигационное поле в околоземном пространстве.

В СРНС ГЛОНАСС каждый штатный НКА излучает навигационные радиосигналы 1600МГц и 1250 МГц в сторону Земли с помощью передающих антенн, рабочая частьдиаграммы направленности (ДН) которых имеет ширину 2j 0=38° и “освещает” диск Земли с избытком довысоты h0над поверхностью.

Рабочую часть ДН можно представить в виде конусного радиолуча с углом 2j 0при вершине. Очевидно, что

sinj0=(h0+r)/(H+r),

где r = 6400 км ¾ радиусЗемли; H = 19100 км ¾ высотаорбиты НКА.

Подставив j 0=19°, получим h0= 2000 км.

При полной ОГ (24 штатных НКА) радионавигационное поле на высотах h £ h0 = 2000 км непрерывно впространстве, т.е. потребитель в любой точке этого пространства “освещается”радиолучами не менее чем от четырех НКА, образующих по отношению к немуудовлетворительное по геометрическому фактору созвездие для оперативногоавтономного определения координат и вектора скорости.

На высотах h > h0радионавигационное поле становится дискретным в пространстве. Космическиеобъекты на высотах h0 <h < H “освещены” радиолучамиот необходимого для оперативной навигации созвездия (не менее четырех НКА,включая НКА ниже местного горизонта) не везде, а только при нахождении вопределенных областях пространства.

Космические объекты на высотах h >H (например, на геостационарной орбите) будут “освещены” на некоторых участкахсвоей орбиты радиолучом от одного или двух НКА (при полной ОГ), и НАП может неоперативно определить орбиту космического объекта на основе обработкирезультатов приема навигационных радиосигналов на “освещенных” участках орбиты.

Ограничимся рассмотрением непрерывного радионавигационного поля (h £ h0). Основнойхарактеристикой радионавигационного поля для наземного потребителя являютсямощности навигационного радиосигнала от околозенитного и пригоризонтного НКА навыходе “стандартной” приемной антенны (без учета отражений от поверхностиЗемли):

P0 = Pп G(j ) G0(b ) l 2/(4p R)2,

где Pп ¾ мощностьизлучения передатчика; G(j ) ¾ коэффициент направленностипередающей антенны (с учетом потерь в АФУ) в направлении j на приемную антенну; G0(b ) ¾коэффициент направленности “стандартной” приемной антенны в направлении b на передающую антенну; l ¾длина волны несущего колебания радиосигнала; R ¾  дальность от приемной антенны до передающейантенны.

В системе ГЛОНАСС передающие антенны для навигационных радиосигналов на НКАимеют круговую правую поляризацию излучения.

Коэффициент направленности G(j )передающих антенн в рабочем секторе направлений j£ 19° относительно оси антенны составляет

j, угл.град.

15°

19°

G(j ), дБ (1600 МГц)

10

12

8

G(j ), дБ (1250 МГц)

9

11

9

 

В качестве “стандартной” приемной антенны удобно рассматривать изотропнуюприемную антенну с круговой поляризацией, G0(b ) = 1.

Дальность R от приемной антенны, размещенной на поверхности Земли, дооколозенитного (b  = 90° ) НКА составитR = H = 19100 км, до пригоризонтного (b =5°) НКА составит R = 24000 км.

Бюджет мощности P0узкополосных навигационных радиосигналов навыходе “стандартной” приемной антенны:

1600 МГц

1250 МГц

b, угл. град.

90°

90°

Pп, дБ Вт

+ 1 5 ± 1

+ 9 ± 1

G(j ), дБ

+10

+12

+9

+11

(l ¤ 4 p R)2, дБ

- 182

- 184

- 180

- 182

G0(b ), дБ

P0, дБ

- 157± 1

- 157± 1

- 162± 1

- 162± 1

Отметим, что мощность навигационного радиосигнала, принимаемого наземнымпотребителем с помощью изотропной антенны, одинакова для околозенитного ипригоризонтного НКА.

<span Arial",«sans-serif»"><img src="/cache/referats/20048/image001.gif" v:shapes="_x0000_i1025">

<span Arial",«sans-serif»; color:black">Структура сигнала ГЛОНАСС

<span Arial",«sans-serif»;color:black">

<span Times New Roman"">       грубого дальномерного кода, передаваемого со скоростью 511Кбит/с (рис. 6в);

<span Times New Roman"">       последовательности навигационных данных, передаваемых соскоростью 50 бит/с (рис. 6а);

<span Times New Roman"">       меандрового колебания, передаваемого со скоростью 100 бит/с(рис. 6б).

  Сигнал в диапазоне L1(аналогичен C/A-коду в GPS) доступен для всех потребителей в зоне видимости КА.Сигнал в диапазоне L2 предназначен для военных нужд, и его структура нераскрывается.

Для навигационных радиосигналов ЦИ формируется на борту НКА на основе данных,передаваемых от НКУ системы на борт НКА с помощью радиотехнических средств.Передаваемая в навигационных радиосигналах ЦИ структурирована в виде строк,кадров и суперкадров.

В узкополосном навигационном радиосигнале 1600 МГц строка ЦИ имеетдлительность 2 с (вместе с МВ) и содержит 85 двоичных символов длительностью по20 мс, передаваемых в относительном коде. Первый символ каждой строки являетсяначальным (“холостым”) для относительного кода. Последние восемь символов вкаждой строке являются проверочными символами кода Хемминга, позволяющиеисправлять одиночный ошибочный символ и обнаруживать два ошибочных символа встроке. Кадр содержит 15 строк (30 с), суперкадр 5 кадров (2,5 мин).

В составе каждого кадра передается полный объем оперативной ЦИ и частьальманаха системы. Полный альманах передается в пределах суперкадра.

Оперативная ЦИ в кадре относится к НКА, излучающему навигационныйрадиосигнал, и содержит:

признаки достоверности ЦИ в кадре; время начала кадра tk; эфемеридную информацию ¾ координаты и производные координат НКА в прямоугольной геоцентрической системе координат на момент времени t0; частотно-временные поправки (ЧВП) на момент времени t0в виде относительной поправки к несущей частоте навигационного радиосигнала и поправки к БШВ НКА; время t0.

Время t0, к которому “привязаны” ЭИ и ЧВП, кратны 30 мин отначала суток.

Альманах системы содержит:

время, к которому относится альманах; параметры орбиты, номер пары несущих частот и поправку к БШВ для каждого штатного НКА в ОГ (24 НКА); поправку к ШВ системы относительно ШВ страны, погрешность поправки не более 1 мкс.

Альманах системы необходим в НАП для планирования сеанса навигации (выбороптимального созвездия НКА) и для приема навигационных радиосигналов в системе(прогноз доплеровского сдвига несущей частоты). Оперативная ЦИ необходима в НАПв сеансе навигации, так как ЧВП вносятся в результаты измерений, а ЭИиспользуется при определении координат и вектора скорости потребителя.

В системе НАВСТАР ЦИ в узкополосных навигационных радиосигналахструктурирована следующим образом: строка имеет длительность 6 c, кадр содержит5 строк (30 с), суперкадр ¾ 25кадров (12,5 мин).

Узкополосные навигационные радиосигналы в системе ГЛОНАСС обеспечивают болееоперативный прием (обновление) альманаха за счет более короткой длительностисуперкадров (2,5 мин) по сравнению с системой НАВСТАР (12,5 мин)

<span Times New Roman",«serif»;mso-fareast-font-family: «Times New Roman»;mso-ansi-language:RU;mso-fareast-language:RU;mso-bidi-language: AR-SA">

Навигационные измерения в многоканальной НАП

 

Рассмотрим многоканальную НАП, использующую узкополосные радиосигналы ипредназначенную для глобальной навигации наземных подвижных объектов(сухопутных, морских, воздушных). Будем считать, что в НАП применяетсяшироконаправленная приемная антенна.

В каждом канале НАП в режиме слежения за узкополосным навигационнымрадиосигналом принимается ЦИ и ежесекундно измеряются два навигационныхпараметра ¾ псевдодальность и радиальная псевдоскорость.

Псевдодальность от объекта до НКА измеряется в НАП посредством измерениясдвига принимаемой ПСП1 относительно опорного сигнала в НАП. Радиальнаяпсевдоскорость объекта относительно НКА измеряется посредством измерения сдвиганесущей частоты принимаемого навигационного радиосигнала относительно частотыопорного сигнала в НАП. Опорный сигнал в НАП формируется с использованиемкварцевого генератора.

Результаты измерений псевдодальностей Sk(t) не менее, чем длячетырех выбранных НКА (k = 1,2,3,4) с учетом введения ЧВП,содержащихся в кадре ЦИ, можно выразить следующим образом :

 Sk(t)=Rk(t)+ct 0(t)+cd t k(t)+d Sk(t), 

где Rk(t) ¾дальность от объекта до НКА; с ¾скорость света; t 0(t) ¾сдвиг ШВ НАП (опорного сигнала) относительно ШВ системы; d t k(t) ¾  погрешность ЧВП; d Sk(t) ¾  погрешность измерений в НАП.

В двухдиапазонной НАП навигационные измерения псевдодальностей на двухнесущих частотах ¦ в" 1600 МГц и ¦ н" 1250 МГц позволяют исключить ионосферныепогрешности измерений следующим образом. Обозначим S0(t) ¾  измеренная псевдодальность безионосферных погрешностей. Поскольку для верхнего и нижнего диапазонов

Sв(t)=S0(t)+А/¦ <img src="/cache/referats/20048/image002.gif" v:shapes="_x0000_i1026">н(t)=S0(t)+А/¦ <img src="/cache/referats/20048/image003.gif" v:shapes="_x0000_i1027">

где А/¦ 2 ¾  ионосферная погрешностьизмерения псевдодальности, то алгоритм получения объединенного результата S0(t),в котором исключены ионосферные погрешности будет следующим: 

S0(t)= <img src="/cache/referats/20048/image004.gif" v:shapes="_x0000_i1028">в(t)-<img src="/cache/referats/20048/image005.gif" v:shapes="_x0000_i1029">н(t);m=¦ н /¦ в=7/9.

 Погрешность двухдиапазонного измерения псевдодальности можно оценитьследующим образом:

dS0 = <img src="/cache/referats/20048/image004.gif" v:shapes="_x0000_i1030">d Sв — <img src="/cache/referats/20048/image005.gif" v:shapes="_x0000_i1031">d Sн = 2,53d Sв — 1,53dSн . 

В сеансе навигации результаты измерений в НАП псевдодальностей относительноне менее четырех НКА, выбранных для сеанса, и принятая ЭИ от выбранных НКАпозволяют определить три координаты объекта и сдвиг местной ШВ объекта(опорного сигнала) относительно ШВ системы.

Задача настоящего раздела ¾оценить погрешность измерения псевдодальностей в многоканальной НАП прииспользовании узкополосных навигационных радиосигналов. Основными источникамипогрешностей измерения псевдодальности в многоканальной НАП являются: шумы имноголучевость на входе приемника, тропосфера, ионосфера (в однодиапазоннойНАП).

При оценке погрешностей псевдодальности, обусловленных шумами имноголучевости на входе приемника, будем полагать, что в каналах НАП в цепяхслежения за ПСП1 применяются дискриминаторы задержки, у которых ширинацентрального линейного участка дискриминационной характеристики равнадлительности символа ПСП1.

Шумовую погрешность s  (S)однодиапазонных измерений псевдодальности можно оценить следующимобразом: 

s(S) = <img src="/cache/referats/20048/image006.gif" v:shapes="_x0000_i1032"><img src="/cache/referats/20048/image007.gif" v:shapes="_x0000_i1033">

где c ¾  скоростьсвета; F1 ¾ тактовая частота ПСП1; Pc /gш ¾  энергетический потенциалузкополосного навигационного радиосигнала на входе приемника; k ¾  ухудшение энергетическогопотенциала в приемнике (k ~ 1,5); T0 ¾  интервал осреднения(накопления) измерений.

Энергетические потенциалы узкополосных навигационных радиосигналов на входеприемника в НАП с широконаправленной приемной антенной (см. выше) составляют[дБ Гц]:

 

b =90°

b =5°

1600 МГц

+47...49

+39...44

1250 МГц

+43...45

+34...39

и соответственно шумовые погрешности однодиапазонных измерений приосреднении T0= 1с составят [м]:

 

b = 9 0°

b = 5 °

s (Sв) 1600 МГц

1,7...2,1

3,3...6,0

s (Sн) 1250 МГц

3,0...4,0

5,9...10,5

Шумовую погрешность двухдиапазонногоизмерения псевдодальности найдем следующим образом: 

s(S0)={[2,53s (Sв)]2+[1,53s (Sн)]2}1/2 ; 

и соответственно получим при T0=1c

s(S0)= <img src="/cache/referats/20048/image008.gif" v:shapes="_x0000_i1034">

Навигационный радиосигнал от пригоризонтного НКА может приходить к наземномуподвижному объекту не только прямым путем но и за счет зеркального отражения отземной поверхности (многолучевость). Отраженный радиосигнал приходит к объектус направления ниже местного горизонта, и при зеркальном отражении изменяется напротивоположное направление круговой поляризации радиосигнала. С учетом данногообстоятельства и за счет пространственной избирательности приемной антеннымощность отраженного радиосигнала Pc2 будет много меньше мощностипрямого радиосигнала Pc1 на входе приемника.

Погрешность измерения псевдодальности до пригоризонтного НКА, обусловленнаямноголучевостью при использовании узкополосного навигационного радиосигнала,будет максимальна в худшей ситуации, когда задержка D t отраженного радиосигнала относительно прямого радиосигналана входе приемника будет равна D t=1/2F1,где F1 ¾ тактовая частота ПСП1. При D t< <1/2F1, и при D t> 3/2F1 погрешность будет многоменьше, чем в худшей ситуации. При T0=1 c погрешностьпсевдодальности до пригоризонтного НКА из-за многолучевости в худшей ситуациидля узкополосных навигационных радиосигналов будет равна

 s(S)= <img src="/cache/referats/20048/image009.gif" v:shapes="_x0000_i1035"><img src="/cache/referats/20048/image010.gif" v:shapes="_x0000_i1036">

 Подставляя Pc2/Pc1= - (30...32) дБ, получимs (S)= 3,0 м, которое хорошосогласуется с экспериментальными данными. Следовательно, при двухдиапазонныхизмерениях (1600 МГц, 1250 МГц) и T0 =1 c получим:

s(S0)=<img src="/cache/referats/20048/image011.gif" v:shapes="_x0000_i1037">s (S)=9,0м. 

В тропосфере скорость распространения радиоволны равна c=c0/n(h),где с0¾ скоростьраспространения света в вакууме; n(h)¾коэффициент преломления тропосферы на высоте h над поверхностью Земли, n(h)> 1.

Тропосферную погрешность беззапросного измерения дальности (псевдодальности)для НКА при углах возвышения НКА b ³ 5° можно найти следующим образом: 

DR(b )=<img src="/cache/referats/20048/image012.gif" v:shapes="_x0000_i1038"><img src="/cache/referats/20048/image013.gif" v:shapes="_x0000_i1039">

В НАП тропосферные погрешности компенсируются расчетными поправками. Еслирассчитывать тропосферные поправки для средних параметров тропосферы(глобально), то их погрешность s (D R) составит 10% от величины поправки D R(b).

Для оценки погрешностей можно воспользоваться простой экспоненциальноймоделью тропосферы: 

Dn(h) = D n(0) e-h/а; 

и, подставив средние значения Dn(0)=3× 10-4,a=8 км, получим:

b, угл.град..........................

90°

10°

D R(b ), м.............................

2,5

15

30

s (D R), м.............................

0,25

1,5

3,0

Проведем оценку ионосферных погрешностей измерения псевдодальности воднодиапазонной НАП (1600 МГц). Ионосфера Земли начинается с высоты100 км, на высотах от 300 до 400 электронная концентрация в ионосферемаксимальна и выше с увеличением высоты уменьшается приблизительноэкспоненциально и на высоте 900 км электронная концентрация в ионосфересоставляет приблизительно 10% от максимальной.

Групповая скорость радиосигнала в ионосфере равна с = с0n(h),где с0 ¾ скорость света в вакууме, n(h) ¾ коэффициент преломления ионосферы на высоте h над поверхностью Земли,n(h)<1. Коэффициент преломления в ионосфере n(h) зависит от частотырадиосигнала и для частоты радиосигнала f >100 МГц можновоспользоваться равенством: 

Dn(h) = 1-n(h) = 40,3 N(h) / f 2, 

где N(h) ¾ электронная концентрация ионосферы на высоте h [эл/см3];f-несущая частота радиосигнала [кГц].

Проведем оценку ионосферных погрешностей беззапросного измерения дальности(псевдодальности) до околозенитного и пригоризонтного НКА.

Ионосферную погрешность при вертикальном прохождении радиолуча к наземномуобъекту от зенитного НКА можно оценить следующим образом: 

d R1= <img src="/cache/referats/20048/image014.gif" v:shapes="_x0000_i1040">

Вертикальный профиль величины D n(h)в зависимости от высоты можно представить в виде:

при h £  h1=100 км D n(h) = 0; при  h1 £  h £  h2 = 300 км D n(h) линейно возрастает до D nm, где D nm ¾  максимальное значение D n(h); при  h2 £  h £  h3 = 400 км D n(h) = D nm; при h ³  h3 = 400 км D n(h) = D nm e<img src="/cache/referats/20048/image015.gif" v:shapes="_x0000_i1041">

, a=200 км. 

Используя данную аппроксимацию для Dn(h), получим формулу для оценки ионосферной погрешности беззапросныхизмерений дальности (псевдодальности) до зенитного НКА 

d R1 = bэ Dnm ;

bэ = 0,5 (h2-h1)+(h3-h2)+a=400 км.

Параметр bэ можно назвать толщиной эквивалентной ионосферы, укоторой D n(h) = D nm на высотах h =200...600 км и вне этих высот Dn(h) = 0.

Ионосферную погрешность d  R2 псевдодальностигоризонтного НКА (b  =  0° ) можно приблизительно оценитьследующим образом:

d R2 = d  R1/cosg; sing = r/(r+h3) , 

г

еще рефераты
Еще работы по авиации