Широко распространенные в настоящее время GPS-приемники ориентированны в основном на информационное обеспечение потребителей, расположенных на поверхности Земли. Применение средств космической навигации в сложных технических системах, к которым относятся, например, бортовые автономные системы управления космических аппаратов, предъявляет более высокие требования к надежности работы аппаратуры потребителя. В Институте прикладной математики проводятся исследования, направленные на изучение возможности применения средств космической навигации в сложных технических системах, включая борт КА. В рамках этих исследований выполнен первый этап работы, посвященный оценке точности определения вектора состояния земного наблюдателя по результатам обработки псевдодальности и псевдоскорости.
Для определения вектора состояния был разработан алгоритм, который позволяет наряду с компонентами вектора состояния уточнять текущее значение частоты гетеродина приемника, момент регистрации и фазовый сдвиг псевдошумовой последовательности, вызванный различной синхронизацией часов приемника и GPS-системы.
Для апостериорной оценки точности определения вектора состояния были использованы ежесекундные измерения на месячном интервале. Определены статистические характеристики для каждого дня этого интервала.[1]
В первой части работы описана общая структура глобальной навигационной системы GPS, ее назначение и состав.
Во второй части настоящей работы описана интерпретация измерений псевдодальности и псевдоскорости, полученных с использованием отечественного одночастотного GPS-приемника, который был изготовлен в РНИИ Космического приборостроения.
Третья часть посвящена расчету вектора состояния навигационных КА по данным, получаемых приемником.
В четвертой части описан разработанный в настоящей работе алгоритм определения вектора состояния наблюдателя. Алгоритм состоит из двух частей. В начале происходит предварительное определение вектора состояния и трех служебных параметров. Затем искомые параметры уточняются методом наименьших квадратов.
В пятой части представлены результаты обработки измерений на месячном периоде. Представлены таблицы СКО определения вектора положения и вектора скорости для каждого дня обрабатываемых измерений, графики составляющих положения и скорости наблюдателя, графики ухода частоты генератора приемника от номинала GPS-системы, график точности времени регистрации сигнала и фазовый сдвиг псевдошумовой последовательности.
Глобальная спутниковая система GPS (Global Position System) Navstar предназначена для высокоточного определения пространственно-временных координат и составляющих скорости объектов-потребителей. Система разработана по заказу и находится под управлением МО (ВВС) США. Система GPS состоит из космического сегмента, сегмента управления и сегмента потребителей.
Космический сегмент образован орбитальной группировкой, состоящей из 24 основных и 3 резервных навигационных КА (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. Основными разработчиками и создателями космического сегмента являются Rockwell International Space System Division и Martin Marietta Astro Space Division.[2]
Сегмент управления состоит из сети наземных станций слежения. Сеть включает главную станцию (авиабаза Шривер, шт. Колорадо), контрольные станции слежения и наземные станции ввода данных на НКА. Станции слежения расположены вдоль экватора, что обеспечивает благоприятные условия для наблюдения НКА
Сегмент потребителей составляет совокупность находящихся в работе спутниковых приемников. Потребители разделяются на категории по правам использования навигационной системы GPS. Различают гражданских и военных потребителей. Аппаратура гражданских потребителей, в отличие от военных, способна использовать сигналы НКА только с намеренно пониженной точностью. [3]
Метод определения координат и скорости потребителя основан на измерениях дальности и радиальной скорости относительно НКА.
В настоящей работе были использованы измерения, полученные с использованием отечественного одночастотного GPS-приемника, который был изготовлен в РНИИ Космического приборостроения. Отметим, что была накоплена месячная база ежесекундных измерений для неподвижного приемника.
Передатчики НКА GPS излучают два непрерывных сигнала на частотах L1 и L2. Одночастотный 12-канальный GPS-приемник может одновременно принимать сигналы L1 на частоте и модулировать общедоступный псевдослучайный C/A код (Coarse Acquisition Code) не более чем от 12 НКА.
Несущая частота L1 состоит из двух компонентов, сдвинутых на для удобства их разделения. Первая компонента модулируется двумя двоичными последовательностями (дальномерный псевдослучайный P-код и информационная последовательность), складывающимися по модулю 2. Вторая ? также модулируется двоичными последовательностями (дальномерным псевдослучайным C/A-кодом и информационной последовательностью), складывающимися по модулю 2. Информационная последовательность передается со скоростью 50 бит/с и содержит навигационные сообщения, включающие данные об орбите НКА, частотно-временные поправки по которым расчитывают сдвиг шкалы времени i-го НКА от шкалы времени GPS-системы и поправки, связанные с задержкой распространения сигнала.
Принимая C/A-код, приемник измеряет временную задержку прохождения сигналов синхронизированных между собой НКА и доплеровское смещение частоты сигнала .
Задача раскрытия обычно решается в приемнике с использованием регистрации фиксированных меток времени в цикле передачи информационной последовательности.
В связи с нестабильностью кварцевого генератора приемника, модуляция псевдошумового C/A-кода начинается каждый раз заново для каждой группы одновременных измерений.
Отметим, что измерения псевдодальности и псевдоскорости относятся, вообще говоря, к разным временам. Для измерения смещения доплеровской частоты требуется некоторый интервал времени, называемый временем накопления сигнала. Обычно время регистрации сигнала привязывают к середине этого интервала. В используемом приемнике время накопления сигнала фиксировано и составляет 1.4 секунды. Следовательно, измеренное значение псевдодальности относится к более позднему моменту времени и отличается от времени измерения псевдоскорости.
Для построения алгоритмов определения вектора состояния КА с использованием данных измерений необходимо учитывать специфику движения КА и строить соответствующую модель привязки данных измерений к одному моменту времени. В настоящей работе для определения вектора состояния наблюдателя использовались измерения неподвижного приемника, и предполагалось, что скорость наблюдателя и его положение в течение интервала остаются неизменными. Несмотря на введенные ограничения, алгоритм можно использовать в информационных приемниках на движущихся объектах. [4]
Для нахождения вектора состояния наблюдателя необходимо уметь вычислять вектор состояния НКА. Исходные данные для построения алгоритма содержатся в интерфейсном документе GPS-системы [1].
Для описания движения НКА системы GPS используют геоцентрическую вращающуюся систему координат WGS-84 ("World Geodetic System") [6]. Время в системе представляется номером недели и смещением от начала недели в секундах. Отсчет системного времени GPS ведется непрерывно начиная с 0 часов 00 секунд 5 января 1980 года по Гринвичу.
Расчет вектора состояния НКА производится с помощью эфемеридных данных или эфемерид, передаваемых с борта. Эфемеридные данные обновляются раз в два часа и относятся к времени эпохи (опорному, исходному моменту времени). Согласно [1], срок действия эфемерид составляет 604800 секунд или неделю. Эфемериды состоят из стандартных элементов кеплеровской орбиты и некоторых параметров:
toe - эпоха,
A - квадратный корень из полуоси орбиты,
n - отклонение значения среднего движения от
M0 - средняя аномалия на время эпохи,
e - эксцентриситет орбиты,
w - угол перигея,
i0 - наклонение орбиты на время эпохи,
i - скорость изменения наклонения орбиты,
Q - долгота восходящего узла плоскости орбиты на время эпохи,
Q0 - скорость изменения долготы восходящего узла плоскости орбиты,
Cus - амплитуда синусоидальной поправки аргумента широты,
Cuc - амплитуда косинусоидальной поправки аргумента широты,
Crs - амплитуда синусоидальной поправки радиуса орбиты,
Crc - амплитуда косинусоидальной поправки радиуса орбиты,
Cis - амплитуда синусоидальной поправки наклонения орбиты,
Cic - амплитуда косинусоидальной поправки наклонения орбиты,
В интерфейсном документе GPS предложена аналитическая модель для определения вектора положения НКА.
Положение долготы восходящего узла в инерциальной системе координат оси которой совпадают с подвижной WGS-84 на рассматриваемый момент времени.
Вектор положения в плоскости орбиты НКА описывается следующими соотношениями:
Компоненты вектора положения НКА в системе координат WGS-84, согласно, удовлетворяют следующим соотношениям:
Для апостериорной оценки точности определения вектора состояния были использованы ежесекундные измерения на месячном интервале. Статистические оценки проводились для каждого дня мерной базы. Отметим, что разделение измерений по неделям в точности соответствует разделению эфемеридной информации. Под днем недели (1-7) подразумевается интервал времени внутри недели длиной 86400 секунд.
Необходимо отметить, что обработка группы ежесекундных измерений проводилась в том случае, если "возраст" эфемеридных данных всех НКА, от которых был принят сигнал, не более чем два часа. Это сделано для того, чтобы уменьшить ошибку определения вектора состояния наблюдателя, вызванную ошибкой определения вектора состояния НКА. Следствием этого является достаточно малое, по сравнению с 86400 (количество секунд в дне), количество дневных измерений. Во втором столбце таблицы 2 показано количество обработанных измерений.
Из-за различных сбоев приемника возникали аномальные измерения. Они были отсеяны по принципу выхода за пределы априорно известной точности определения вектора состояния. Поиск аномальных измерений производился апостериорно для каждого интервала измерений. В третьем столбце таблицы 2 представлено количество аномальных измерений. В четвертом столбце показано количество точек, которые использованы для получения статистических параметров. В пятом столбце показан процент решений выходящий за пределы хотя бы по одной из компонент вектора состояния относительно среднего за дневной период. В шестом столбце показан процент точек, лежащих в пределах.[5]
Список литературы:.
1. Аким Э.Л., Энеев Т.М. Определение параметров движения космического летательного аппарата по данным траекторных измерений.//Космические исследования Т.1 Вып 1., 1963 стр. 5-50
2. Экстремальная радионавигация./ Под ред. Р.И. Полонникова и В.П. Тарасенко. Наука, Главная редакция физико-математической литературы, М., 1978, 280 стр.
3. Сетевые спутниковые радионавигационные системы/В. С. Шебшаевич, П.П. Дмитриев, Н.В. Иванцевич и др.; Под ред. В. С. Шебшаевича.?2-е изд., перераб. И доп. ? М.: Радио и связь, 1993. ?408 с.: ил.
4. Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации. ? М.: Эко-трендз, 2000
5. Система геодезических параметров земли "Параметры Земли 1990 года" (ПЗ-90) Галазин В.Ф., Каплан Б.Л., Лебедев М.Г., Максимов В.Г., Петров Н.В., Сидорова-Бирюкова Т.Л./ Под ред. Хвостова В.В. ? М. Координационный научно-информационный центр, 1998.