Студопедия

КАТЕГОРИИ:

АстрономияБиологияГеографияДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника


СПУТНИКОВЫЕ РАДИОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ




25.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СПУТНИКОВЫХ РНС

 

Специфика работы морского, речного и рыбопромыслового флотов определяет необходимость применения высокоточных средств навигации, которые бы с минимумом затрат обеспечили удовлетворение современных и перспективных требований, предъявляемых потребителями в любом районе Земного шара.

Особую значимость вопросы надёжного, высокоточного контроля за положением судна приобретают при плавании в прибрежной зоне, на подходных путях, в узкостях, каналах и на акваториях портов, где последствия аварии судна в большой степени связаны с риском загрязнения окружающей среды. Для удовлетворения современных требований к навигационному обеспечению судоходства внедряются качественно новые средства судовождения, в том числе спутниковые навигационные системы (СНС) с использованием искусственных спутников Земли (ИСЗ), которые в последнее время получили большое признание.

Основные преимущества СНС перед другими РНС:

– глобальность;

– высокая точность определения места независимо от географического района и гидрометеорологических условий.

СНС включает в себя следующие основные элементы:

– систему ИСЗ, находящихся на заданных орбитах и имеющих на борту специальное радиотехническое оборудование, позволяющее излучать или ретранслировать радиосигналы;

– наземный комплекс, обеспечивающий управление ИСЗ и их бортовой аппаратурой, определение параметров орбитального движения спутников и передачу их на ИСЗ;

– бортовую аппаратуру для навигационных измерений.

Принцип работы СНС основан на использовании ИСЗ как опорных навигационных точек с известными координатами.

 

25.1.1. Основные закономерности движения ИСЗ

 

Для движения ИСЗ по орбите необходимо, чтобы сила земного притяжения была скомпенсирована центробежной силой, возникающей при движении тела вокруг Земли. Это условие приводит к равенству:

, (25.1)

где: m – масса ИСЗ;

g – ускорение свободного падения;

r0 = R + H – радиус орбиты, т.е. расстояние от центра Земли до ИСЗ;

w – угловая скорость ИСЗ относительно центра Земли.

 

Т.к. и , то, подставив эти выражения в формулу (25.1), получим формулу для определения линейной скорости VC движения ИСЗ по круговой орбите:

. (25.2)

Используя в формуле (25.2) соотношение H/R = K и подставив R = 6371 км; g0 = 9,81 м/сек2, получим

. (25.3)

Скорость, при которой начинается движение ИСЗ по окружности вокруг Земли, называется круговой или первой космической скоростью.

При H = 0 она равна V1 = VC = 7.91 км/с.

Период обращения спутника, т.е. время одного его оборота вокруг Земли по круговой орбите радиуса r0,

. (25.4)

Значения V1 и T для круговых орбит с разной высотой показаны в табл.25.1.

Табл. 25.1

Н, км 20 240 35 870
Т, мин 12 ч 24 ч
V1, км/с 7,91 7,76 7,35 3,87 3,07

 

ИСЗ спутниковых РНС, нашедших применение на судах морского флота, двигаются по орбитам с высотой:

- порядка 1000 км – низкоорбитальные СНС «Транзит» (США) и «Цикада» (Россия);

- порядка 20240 км – среднеорбитальные СНС НАВСТАР (США) и ГЛОНАСС (Россия);

Большое значение для практического использования имеют спутники с таким периодом обращения Т, при котором они за время звёздных суток делают целое число оборотов вокруг Земли. Эти геостационарные спутники называются периодическими или синхронными. Они пролетают над данными районами Земли ежедневно в одно и тоже время.

Синхронный спутник на орбите с высотой Н = 35 870 км имеет Т = 24 ч (точнее 23 ч 56 мин 4 с – одни звёздные сутки) и называется суточным. Такие спутники нашли применение в системах связи и телевидения.

Следует отметить, что ИСЗ двигаются по круговой орбите только в частном случае. В общем случае орбита ИСЗ является эллиптической, имеющей большую полуось a и малую b полуоси. Ближайшая к центру Земли точка орбиты называется перигеем П, наиболее удалённая апогеем А (рис.25.1).

Эллиптическую орбиту характеризуют 6 элементов Кеплера.

1. Наклонение i плоскости орбиты к плоскости экватора.

2. Прямое восхождение W восходящего узла орбиты.

3. Угловое расстояние w перигея от восходящего узла орбиты N1.

4. Эксцентриситет орбиты

.

5. Параметр орбиты .

6. Время t прохождения спутника через перигей или восходящий узел.

Первые пять элементов характеризуют пространственное положение орбиты ИСЗ и направление его движения, шестой – положение спутника на орбите.

Для определения места судна необходимо знать координаты спутника в момент наблюдений. Исходными величинами для расчётов являются приведённые выше параметры орбиты.

Реальная орбита спутника отличается от кеплеровской, во-первых, из-за того, что реальная форма Земли (геоид) отлична от шара, во-вторых, из-за влияния на спутник различных возмущающих сил, таких как сопротивление земной атмосферы, притяжение Луны и Солнца, давление солнечной радиации, взаимодействие спутника с магнитным полем Земли. Поэтому кеплеровские элементы непрерывно меняются, что необходимо учитывать при расчёте места ИСЗ. В связи с этим всем судам, использующим ИСЗ для определения места, должны сообщаться не только начальные параметры Кеплера, соответствующие какому-то параметру времени, но и периодически обновляемые поправки к ним. Все эти данные получили название орбитальной информации. В действующих спутниковых РНС орбитальная информация считывается из запоминающего устройства спутника и используется для фазовой манипуляции несущих частот, на которых передаются сигналы от спутника. Время существования спутника зависит от высоты орбиты, массы, размеров спутника, в частности от диаметра его поперечного сечения.

 

25.1.2. Орбиты ИСЗ и их особенности

 

Орбитой спутника называется траектория его движения относительно центра Земли. Плоскость орбиты всегда проходит через центр Земли.

Особенности и методы использования ИСЗ для целей навигации и связи в значительной степени зависят от того, на какую орбиту они запущены.

Орбиты ИСЗ классифицируются по двум признакам:

i = 90°
- в зависимости от наклонения i плоскости орбиты относительно плоскости экватора;

- в зависимости от высоты Н орбиты над земной поверхностью.

По первому признаку (рис. 25.2) орбиты подразделяются на:

- экваториальные (i = 0° или 180°);

- полярные (i = 90°);

i = 0°  
- наклонные (0° < i < 90°; 90° < i < 180°).

По второму признаку подразделяются на:

- низкие (Н < 5000 км) – «Транзит», «Цикада»;

- средние (5000 < Н < 22 000 км) – ГЛОНАСС, НАВСТАР;

Рис. 25.2. Расположение орбит ИСЗ
- высокие (Н > 22 000 км) – ИНМАРСАТ.

Среди последних выделяются синх-ронные орбиты с Н = 35 870 км. Синхронный суточный спутник, выведенный на экватори-

альную орбиту, будет неподвижно «висеть» над определенной точкой земной поверхности. Такой спутник получил название стационарного. Если i ¹ 0, то синхронный ИСЗ будет периодически смещаться в меридиональном направлении, захватывая северную и южную полярные области (квазистационарный ИСЗ).

Малый круг, в пределах которого могут приниматься радиосигналы спутника S0, называется зоной радио-видимости (рис. 25.3). Сферический диаметр Q этой зоны определяется по формуле: . (25.5)

Для стационарного ИСЗ при Н = 35870 км; R = 6371 км диаметр зоны радиовидимости Q » 162°. Это означает, что стационарный ИСЗ будет теоретически видим в Северном и Южном полушарии до широты j = 81° N (S) (рис. 25.4). Для надежного приёма сигналов необходимо, чтобы ИСЗ имели высоту не менее 10° над горизонтом. Это требование вызвано тем, что при малой высоте спутника будут на-

блюдаться высокий уровень помех и большое затухание радиоволн в атмосфере. Поэтому границы зоны радиовидимости несколько сужаются (до j = 71°). На рис. 25.5 показаны области, в пределах которых наблюдатель «видит спутник с h>10° над горизонтом.

Стационарные ИСЗ не нашли применение в навигации, но широко используются для связи и телевидения. Например, для обеспечения глобальной радиосвязи на стационарную орбиту выводят три ИСЗ [международная система связи INMARSAT (см. рис. 25.5), применяющаяся на судах морского флота с 1982 года].

Для низкоорбитального ИСЗ (Н = 1000 км; R = 6371 км) по формуле (25.5) получаем диаметр зоны видимости:

Q » 60,5° = 3639 миль.

При условии наблюдения спутника на высоте более 10°, что необходимо для более точного определения места, получаем диаметр зоны видимости:

Q » 50° = 3000 миль.

100° 80° 60° 40° 20° 0° 20° 40° 60° 80° 100° 120°140° 160° 180° 160° 140° 120° 100°

W E

Рис. 25.5. Границы зоны радиовидимости, в пределах которых наблюдается спутник при h > 10°. Зоны радиовидимости ИНМАРСАТ

Ширина Атлантического океана в наиболее широкой его части около 3000 миль, поэтому один спутник на полярной орбите, пролетая над серединой океана, может наблюдаться в трёх его точках.

Так как спутник движется, то будет перемещаться и зона видимости, образуя на поверхности Земли полосу видимости. Полоса видимости для ИСЗ на полярной орбите для одного витка показана схематично на рис. 25.6.

Из-за вращения Земли полоса видимости, соответствующая каждому последующему витку, будет смещаться к западу на расстояние d (в милях):

d = 15 sin i cos j T. (25.6)

Для спутника на полярной орбите, имеющего Н = 1000 км и Т = 106 мин, получаем величину смещения полосы видимости, равную на широте j = 0° d = 1575 миль, j = 30° d = 1362 мили, j = 60° d = 788 миль.

Из этого видно, что смещение d полосы видимости к W меньше ширины полосы Q. Поэтому на каждом следующем витке будет иметь место перекрытие полосы видимости. Это перекрытие, если выражать в его процентах , для нашего примера равно: j = 0° – 57%, j = 60° – 78%, j = 90° – 100%. Отсюда следует, что один и тот же спутник на полярной орбите может наблюдаться в одном и том же месте несколько раз подряд, например в средних широтах, по крайней мере, два раза. Это означает, что по одному и тому же спутнику в средних широтах можно определить место четыре раза в сутки: два раза подряд с интервалом, равным периоду обращения спутника, и затем через 10...12 ч ещё два раза подряд, когда Земля, вращаясь с запада на восток, переместит наблюдателя на вторую половину орбиты спутника.

Изложенное показывает, что один низкоорбитальный спутник одновременно может наблюдаться только в ограниченном районе Земли. В процессе движения ИСЗ сделает несколько оборотов вокруг Земли и при i = 90° будет наблюдаться во всех её точках. При i < 90° след (трасса) ИСЗ на земной поверхности будет доходить до j = i.

При Н = 1000 км суточное число оборотов ИСЗ .

Следовательно, один ИСЗ на полярной орбите может в течение суток обеспечить определение места во всех точках Земли, но таких обсерваций будет мало и они будут редки.

Минимальное число ИСЗ для определения места с требуемой дискретностью tтреб может быть определено по формуле:

,

где - минимальная разность долгот на данной параллели, охватываемая полосой видимости спутника за один его виток.

 

Например, для спутников на полярной орбите, имеющих Н = 1000 км и Т = 106 мин, для определения места в районе экватора (Dlmin = Q = 50°) с дискретностью tтреб = Т получаем:

,

т.е. заданная дискретность обеспечивается 4 спутниками. Для дискретности tтреб = 60 мин требуется

спутников.

Для обеспечения возможности непрерывного определения места судна в любое время суток и в любом месте Земли необходимо применить синхронно вращающиеся спутники, причём число их должно быть значительным.

Применение же независимо вращающихся спутников может обеспечить лишь дискретные определения места судна. Увеличение числа ИСЗ не устранит этого недостатка. Поэтому система с ограниченным числом низкоорбитальных ИСЗ может быть лишь средством дискретной навигации.

Большое значение для использования ИСЗ имеет продолжительность его наблюдения. Очевидно, она будет определяться временем прохождения зоны видимости через место наблюдателя. Для неподвижного наблюдателя, находящегося в плоскости орбиты ИСЗ, будет иметь место максимальная продолжительность наблюдения спутника, определяемая выражением

,

где ТЗ и ТВ – время захода и восхода спутника соответственно.

Например, для низкоорбитального спутника (Н = 1000 км) получим

мин.

На практике это время не более 16 мин.

Если наблюдатель находится на некотором расстоянии от трассы ИСЗ, то продолжительность его наблюдения будет меньше.

СНС с низкоорбитальными ИСЗ являются более старыми системами, использующими 4 или 5 спутников на полярных орбитах. Как было отмечено ранее, низкоорбитальный принцип построения СНС характеризуется относительно большой дискретностью в обсервациях, поэтому такие системы перестали удовлетворять требованиям в отношении точности, всепогодности, круглосуточной работы и зоны охвата.

В отличие от систем с низкоорбитальными ИСЗ, СНС со средне-орбитальными ИСЗ спроектированы таким образом, что в любой точке Земной поверхности можно принимать сигнал не менее чем с четырех спутников.

25.2. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТА СУДНА С ПОМОЩЬЮ

НАВИГАЦИОННЫХ СПУТНИКОВ

 

Искусственный спутник Земли можно представлять как навигационный ориентир, поднятый на высоту нескольких сотен и даже тысяч км над поверхностью Земли. Двигаясь по законам всемирного тяготения по заранее рассчитанной орбите и излучая радиосигналы, он является навигационным ИСЗ – космическим радиомаяком. Принципиальной основой использования ИСЗ в качестве опорных ориентиров является закономерный характер их движения вокруг Земли. Для определения места по ИСЗ применяются следующие методы:

- дальномерный;

- радиально-скоростной;

- разностно-дальномерный;

- угломерный.

Дальномерный метод.В этом методенавигационным параметром является наклонная (топоцентрическая) дальность r до спутника (рис. 25.7). Ей соответствует изоповерхность в виде сферы с центром, совпадающим с ИСЗ, и радиусом, равным измеренной дальности.

При пересечении сферической изоповерхности с поверхностью Земли получим изолинию, соответствующую измеренной дальности до спутника, – окружность сферического радиуса D. Его можно получить из DS0OK:

r 2 = R2 + (R + H) 2 – 2R(R +H) cosD Þ ;

Градиент этой изолинии:

g = cos hS, (25.7)

где hS – видимая угловая высота ИСЗ над горизонтом.

Из выражения (25,7) видим, что для определения изолинии с наибольшей точностью надо наблюдать ИСЗ, имеющие малые высоты. Для определения места необходимо иметь несколько изолиний. Их можно получить, выполнив наблюдения нескольких ИСЗ или повторные наблюдения одного и того же низкоорбитального ИСЗ через небольшие промежутки времени.

Топоцентрическая дальность может быть измерена пассивным или активным методом. Пассивный метод состоит в определении r по времени t распространения радиосигнала от спутника до приёмника:

r = c(t + dt),

где dt – поправка к отсчёту времени t из-за сдвига временных шкал часов спутника и приёмника.

Для измерения дальности r пассивным методом с высокой точностью на спутнике и на судне должны быть высокостабильные опорные генераторы (ОГ). Так, например, для обеспечения точности измерения дальности не хуже 10 м допустимое относительное расхождение частот опорных генераторов ПИ и НО при существующей периодичности заходов судов в порты (интервалах между коррекциями временных шкал) должно лежать в пределах 10-14 – 10-15, достижение которого — достаточно сложная техническая задача. Поэтому в настоящее время более широко используется модификация дальномерного способа — псевдодальномерный метод. Более подробно о псевдодальномерном методе определения места изложено в подразделе 21.1.2 главы 21.

Дальномерный пассивный метод применяется в спутниковых РНС со среднеорбитальными ИСЗ (НАВСТАР, ГЛОНАСС) с использованием псевдодальномерного принципа построения СНС, позволяющего применять в приёмоиндикаторах ОГ с относительно не высокой стабильностью и используя четыре и более линии положения.

Активный метод измерения дальности до спутника аналогичен методу измерения расстояния до активного радиолокационного отражателя:

.

Этот метод не требует наличия высокостабильных генераторов частоты на судне. Но при его использовании возникает другая проблема – обеспечение одновременного обслуживания сотен и тысяч потребителей.

Радиально-скоростной (доплеровский дифференциальный) метод.Быстрое перемещение ИСЗ в зоне радиовидимости наблюдателя позволяет приме-

нить метод определения места, осно-ванный на измерении радиальной скорос-

ти, т.е. скорости сближения спутника с наблюдателем. Для измерения радиаль-ной скорости применяется эффект Доплера. Его сущность при использова-нии в спутниковых РНС заключается в том, что при быстром перемещении спутника, излучающего колебания строго определенной частоты f0, неподвижный наблюдатель на Земле будет принимать колебания другой частоты f. Разность этих колебаний, называемая Доплеров-ским смещением частоты, определяется по формуле

, (25.8)

где v – скорость движения ИСЗ по орбите;

a – направление на наблюдателя со спутника относительно вектора его скорости (рис. 25.8);

l0 – длина волны, соответствующая частоте f0.

Входящая в формулу (25.8) величина v cosa = vr называется радиальной скоростью. Поэтому формулу (25.8) можно написать в виде:

. (25.9)

Так как частота f0 передатчика спутника и опорная частота судового генератора могут иметь постоянную разность d f, то формула (25.9) приобретает вид (25.10)

Постоянная разность d f частот должна определяться как дополнительная неизвестная.

Из формул (25.8) и (25.9) видно, что если Fd = const, то a = const и vr = const. Углу a = const в пространстве соответствует изоповерхность в виде кругового конуса, вершина которого с местом ИСЗ, а ось – с вектором его скорости.

Так как судно находится на Земле, то его место надо искать на кривой КК /, по которой конус пересекается с поверхностью Земли (в пределах зоны радиовидимости). Эта кривая получила название изодопы.

Изодопа – это изолиния на поверхности Земли, характерными свойствами которой являются постоянство доплеровского смещения частоты и постоянство радиальной скорости. По своей форме изодопа в пределах зоны видимости близка к сферической гиперболе. Перемещение спутника приводит к перемещению зоны видимости и соответствующих ей изодоп. Точка пересечения изодоп дает место судна.

Для определения места судна требуется несколько изолиний – изодоп. Вторую и последующие изодопы получают вскоре после пер-вой. В частном случае, когда a = 90° (судно находится на кратчайшем расстоянии от спутника), конус разворачивается в плоскость и изодопа превращается в дугу большо-го круга. Изодопы пересекаются в двух точках – К и К1 (рис. 25.9), лежащих по обе стороны трассы ИСЗ. Т.е. появляется неоднозначность в определении места судна. Указанная двузначность может быть разрешена с помощью счисления. За время пролёта

низкоорбитальных ИСЗ может быть получено несколько сотен изодоп. Например, при DТНmax = 16 мин = 960 с и измерении доплеровского смещения частоты за 4 с может быть получено 240 изодоп. Как видно, информация со спутника быстротечна и отличается большой избыточностью. Её приём и оперативная обработка вручную невозможны. Для этого необходимы автоматический приёмник и ЭВМ (процессор). Результаты измерения обрабатываются по способу наименьших квадратов. Движение судна за время наблюдения может быть учтено обычным способом (приведение наблюдений к одному зениту).

Разностно-дальномерный метод. Этот метод основан на измерении разности топоцентрических расстояний между судном и двумя положениями одного и того же ИСЗ в последовательные моменты времени.

В своём движении по орбите спутник последовательно проходит точки S1, S2 и т.д., расстояние между которыми называется базой (рис. 25.10). Её длина b определяется выражением:

,

где tИ – время интегрирования – промежуток времени между двумя последовательными моментами наблюдения спутника;

Т – период обращения спутника.

 
 
Рис. 25.10. К разностно-дальномерному методу определения места по ИСЗ

 


Если измерить разность расстояний Dr1= r2 - r1 двух последовательных положений спутника, то место наблюдателя К окажется на изоповерхности, представляющей собой гиперболоид вращения, фокусы которого совпадают с концами базы, т. е. положениями спутника на орбите в моменты начала и конца наблюдений. Гиперболоид образован вращением гиперболы, соответствующей измеренной разности расстояний r , вокруг базы S1S2 и является поверхностью второго порядка.

Пересечение гиперболоида с поверхностью Земли в пределах зоны радиовидимости даёт изолинию – сложную кривую, близкую по форме к сферической гиперболе. На этой гиперболе и будет находиться место судна. Когда база займёт новое положение S2 S3, измеряют вторую разность расстояний Dr2 = r3 - r2 и получают второй гиперболоид и вторую гиперболу, соответст-вующую величине Dr2. Аналогично можно получить Dr3 и третью гиперболу и т. д. Место судна получается в точке пересечения двух, трёх и более гипербол.

Разность расстояний Dr i можно получить подсчётом числа импульсов доплеровской частоты в течение промежутка времени, необходимого спутнику для прохождения длины базы b. Такой подсчёт математически представляет собой интегрирование доплеровского смещения частоты по времени в интервале (t2 + Dt2) – (t1 + Dt1). После интегрирования получаем:

Dr = r2 - r1 = l0 [Nб - df tи],

где Nб – число импульсов биений доплеровской частоты;

df = fогf – постоянный относительный сдвиг частот генераторов приёмника м ИСЗ;

tи = t2t1 – момент начала и конца интервала.

 

Таким образом, каждому подсчитанному числу Nб импульсов биений доплеровской частоты соответствует вполне определенное значение разности расстояний от судна до двух последовательных положений спутника на орбите в моменты начала и конца интервала tи. Промежуток времени tи называется интервалом интегрирования. Постоянная величина df tи, представляющая собой погрешность в определении числа импульсов биений из-за сдвига частоты судового опорного генератора и его кратковременной нестабильности, должна определяться как дополнительная неизвестная. Данный метод определения места судна получил название доплеровского интегрального.

Из изложенного видно, что при использовании доплеровского интегрального метода спутниковая РНС аналогична наземной гиперболической РНС. Спутник в своём движении по орбите является последовательно как бы несколькими опорными станциями, для каждой пары которых измеряется разность расстояний до судна. Периодически спутник передаёт орбитальную информацию, и если место судна будет определено относительно некоторых фиксированных положений спутника, оно может быть определено и относительно связанной с Землёй географической системы координат.

Число изолиний зависит от времени наблюдения спутника и интервала интегрирования. Например, в ПИ спутниковой РНС «Транзит» приняты tи = 2 мин, 1 мин, 30 с, 24 с. При максимальном времени наблюдения низкоорбитального спутника DТНmax = 16 мин может быть получено соответственно 8, 16, 32 и 40 линий положения. При более коротких интервалах интегрирования можно получить большее число линий положения, что повышает вероятность обсерваций по спутниковой РНС.

Так как гиперболы на поверхности Земли пересекаются в двух точках, то определение места будет двузначным. Двузначность разрешают с помощью счисления.

При уменьшении интервала интегрирования разностно-дальномерный метод переходит в радиально-скоростной метод. Таким образом, доплеровский дифференциальный метод есть частный случай доплеровского интегрального метода, когда интервал интегрирования равен 1с. При этом гиперболоид вращения сливается с пространственным асимптотическим конусом.

Использование того или иного метода зависит от интервала интегрирования, применённого в ПИ, а спутники будут одними и теми же.

Спутниковая РНС доплеровского типа обладает свойством направленности точности изолиний, как и любая наземная гиперболическая РНС. Поэтому с геометрической точки зрения спутниковая РНС, основанная на использовании доплеровского метода, может быть отнесена к классу гиперболических систем. Но в отличии от наземных гиперболических РНС, имеющих фиксированные базы, в данном случае получаем гиперболическую систему с перемещающейся базы.

Угломерный метод.При угломерном методе определяется угловая высота спутника. Являясь наиболее простым по принципу и близким к астрономическим методам, он позволяет определить место по одному ИСЗ, так как за время пролёта спутника в зоне видимости значительно изменяются его высота и азимут, и тем самым появляется возможность за короткий промежуток времени получить несколько изолиний, пересекающихся с друг с другом. Судовое устройство, представляющее собой радиосекстан, с помощью остронаправленной антенны должно следить за спутником с точностью, равной долям угловой минуты. Размеры такой антенны (даже в сантиметровом диапазоне волн) становятся неприемлемыми в судовых условиях, тем более, что её основание должно иметь хорошую стабилизацию пространстве, а построить на качающемся судне высокоточную опорную систему координат – искусственный горизонт и направление истинного меридиана для отсчёта углов очень сложно.

 

25.3. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СПУТНИКОВОЙ РНС ДОПЛЕРОВСКОГО ТИПА

 

Примерами спутниковых РНС доплеровского типа являются спутниковые навигационные системы «Транзит» (США) и «Цикада» (Россия).

Созданная в США спутниковая навигационная система ВМС «Транзит», позднее получила название «Навсат» (NAVSAT – Navy Navigation Satellite). К такой системе получили доступ и суда гражданского морского флота. В США в конце XX века насчитывалось свыше 40 000 гражданских пользователей системы «Навсат». Спутники системы «Навсат» выводились на околополярные орбиты высотой 965 км. Они непрерывно вещали на двух частотах, причем оборудование пользователя могло принимать либо один, либо оба сигнала. Преимущество двухчастотного приема в том, что он дает возможность вычислять поправку на задержку, связанную с распространением сигнала в атмосфере. Погрешность определения местоположения на одной частоте равна приблизительно 500 м, а на двух – 25 м. Такая система имеет сравнительно низкую стоимость приёмного оборудования, однако не обеспечивает сплошного охвата. Поэтому система «Навсат» была непригодна для воздушной навигации.

Аналогом спутниковой навигационной системы «Транзит» является спутниковая система «Цикада» (Россия).

Указанные спутниковые РНС являются более старыми системами по сравнению со спутниковыми системами, использующие среднеорбитальные ИСЗ. Определение местоположения в таких системах – дискретное (периодическое), в отличие от непрерывного определения, как в случае GPS. Они требуют, чтобы приёмник был неподвижен во время определения положения, или двигался в известном направлении и с известной скоростью.

Спутниковые навигационные системы «Транзит» (США) и «Цикада» (Россия) перестали удовлетворять требованиям в отношении точности, всепогодности, круглосуточной работы и зоны охвата и в настоящее время используются, как правило, в военных целях и при выполнении специальных работ. В гражданском судоходстве их применение ограничено.

В связи с ограниченным использованием указанных систем в данном под-разделе даются только общие сведения об их работе.

Обычно в созвездие навигационных спутников входит 4…6 ИСЗ, например, в РНС «Цикада» 5 ИСЗ, орбиты которых образуют фигуру, изображённую на рис. 25.11. Для равномерной дискрет-ности обсерваций плоскости орбит должны располагаться в пространстве под примерно одинаковыми углами. Однако это не всегда соблюдается. Спутники передают радиосигналы, состоящие из меток времени, орбиталь-ной информации и измерительной ин-формации (доплеровский сдвиг частот). Кроме того, передаются сигналы синхро-низации, опознавательные сигналы. Спутники РНС «Транзит» и «Цикада» передают информацию на двух частотах: f1 = 400 МГц и f2 = 150 МГц. Это позволя-

ет при измерении в ПИ доплеровского смещения частоты также на двух частотах исключать влияние ионосферной погрешности.

Долговременная нестабильность задающего генератора ИСЗ составляет 10–9, а кратковременная – 10–11.

Станции слежения принимают радиосигналы со спутников и передают их по линиям связи в КВЦ. Здесь сигналы со спутников обрабатываются в ЭВМ и на основании результатов обработки получается орбитальная информация, которая вводится в память ЭВМ спутников с помощью станций ввода, когда они оказываются в зоне видимости спутников. Обновление орбитальной информации спутников производится через 12…14 ч (в РНС «Цикада» – через 24 часа). Одновременно происходит коррекция часов спутников со всемирным координированным временем, обеспечиваемым обсерваторией времени. Спутники, приняв новую орбитальную информацию, репетуют её. Эта информация в КВЦ сравнивается с вводимой орбитальной информацией. В случае ошибок производится повторный ввод этой информации в память спутника.

Передача информации со спутника производится двухминутными блоками, определяемыми в конце чётной минуты метками времени.

Важнейшим компонентом системы, в котором реализуются результаты работы, являются судовые ПИ. Они имеют следующие основные особенности: число каналов приёма информации (f1 = 400 МГц или f1 = 400 МГц и f2 = 150 МГц); интервал интегрирования (2 мин, 1 мин, 30 с, 24 с); способ индикации результатов определения места (телетайп, цифровое табло, дисплей); способ оценки качества обсерваций (интегральный или с помощью отдельных признаков); решаемые дополнительные задачи.

Наибольшее распространение на судах морского транспортного флота получили одноканальные ПИ с интервалом интегрирования 24 с. Индикация результатов производится на дисплее с оценкой качества по отдельным признакам.

На гидрографических и океанографических судах применяются так же двухканальные ПИ, отличающиеся повышенной точностью определения места.

Определение места по спутнику возможно, когда судно находится в зоне его радиовидимости, при этом особенно качественные (надёжные) обсервации получаются, если угловая высота ИСЗ над горизонтом находится в пределах от 10 до 75°. При малых высотах бывает высотный уровень помех и большое затухание радиоволн в атмосфере. При больших высотах изолинии пересекаются под очень острым углом, что приводит к большим погрешностям по долготе.

Наибольшее время наблюдений спутника составляет 16 мин, наименьшее – 6 мин. Наименьшая продолжительность наблюдений, необходимая для получения места, получается как сумма длительности трёх блоков орбитальной информации, принимаемых со спутника. Приём трёх двухминутных блоков необходим для получения орбитальной информации с высокой степенью надёжности (проверяется в ПИ методом верификации).

Число линий положения, получаемых при различных интервалах интегрирования, приведено в табл. 25.2.

Табл. 25.2

Интервал интегрирования Число линий положения
DТН max = 16 мин DТН min = 16 мин
2 мин 1 мин 30 с 24 с

 

На практике не всегда получают теоретически возможное число линий положения при данном времени наблюдения спутника. Часть сигналов может быть не принята из-за помех, нарушения синхронизации и других причин, что приводит к потере определённого числа линий положения.

Минимальное число линий положения, необходимое для получения места при различных интервалах интегрирования, равно числу линий положения, принимаемых в течение 6 мин.

Как правило, каждый спутник позволяет получить в одном и том же районе 4 обсервации в сутки (в средних широтах).

Для определения места судна необходимо заблаговременно (как правило, за несколько часов) включить ПИ.

После включения ПИ необходимо в ЭВМ ввести следующие исходные данные:

- гринвичское Тгр или московское Тмск время (погрешность не более 14 мин);

- jс, lс (с ошибкой не более 60…100 миль);

- скорость и курс судна (если они не вводятся автоматически);

- высоту ha приёмной антенны над поверхностью референц-эллипсоида;

После ввода указанных данных ПИ находится в дежурном режиме. При появлении над горизонтом навигационного спутника ПИ принимает его сигналы, синхронизируется ими, выделяет из них орбитальную информацию, измеряет навигационные параметры, обрабатывает результаты измерений, решает навигационную задачу и выдаёт результат. Пример выдачи информации на дисплее (приёмоиндикатор МX-1102) показан на рис. 25.12.

 

25.4. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СПУТНИКОВЫХ РНС НА СРЕДНЕВЫСОКИХ

ОРБИТАХ

 

25.4.1. Общие сведения о спутниковых РНС на средневысоких орбитах

 

Наличие существенных ограничений в использовании СНС доплеровского типа – возможная относительно большая дискретность в обсервациях, а так же недостаточная в ряде случаев точность определения места, обусловленная в первую очередь погрешностями в знании вектора истинной скорости судна и высоты антенны ПИ над уровнем опорного референц-эллипсоида и др. вызвали необходимость создания более совершенных спутниковых навигационных систем. Такие системы созданы на средневысоких орбитах и в настоящее время широко используются на морских и речных судах. Такие СНС непрерывного действия являются системами глобального высокоточного определения координат, скорости, направления и ориентации объекта в пространстве. Определение пространственных координат и составляющих скорости основывается на дальномерных и доплеровских измерениях сигналов, принятых со спутников.

На данный момент существуют две глобальные спутниковые радионавигационные системы второго поколения. Это российская система ГЛОНАСС (глобальная навигационная спутниковая система) и американская, называемая НАВСТАР (Navstar – Navigation Satellite Time and Ranging) или по её фактическому назначению GPS (Global Positioning System). Принципы работы этих систем одинаковы. Основные свойства обеих СНС определяются выбором системы навигационных ИСЗ (баллистическим построением), высокой стабильностью бортовых эталонов частоты, выбором сигналов и способов его обработки, а также способами устранения и компенсации погрешностей.

В состав обеих СНС входят:

- сеть навигационных ИСЗ;

- наземные средства управления, слежения и контроля;

- навигационная аппаратура потребителей;

- средства развёртывания и восполнения системы (космодром).

Сеть навигационных ИСЗ развёртывается из 18-24 спутников, скоординировано обращающихся по круговым орбитам высотой около 20 000 км. Система спутников представляет собой совокупность источников навигационных сигналов, передающих одновременно значительный объём служебной информации. В навигационном сигнале каждого спутника передаётся два типа информации:

аналоговая – измеряемые псевдодальность, псевдоскорость, а так же метки времени;

цифровая (служебная) – кадры эфемеридной информации и кадры альманаха.

В командно-измерительный комплекс входят:

- станции контроля, которые ведут траекторные и временные измерения для определения и прогнозирования пространственного положения спутников и расхождении их шкал времени с временной шкалой системы, а так же собирают телеметрическую информацию о состоянии бортовых систем;

- центр управления системой, собирающий информацию от станций контроля, формирующий массив служебной информации (альманах, эфемериды, частотно временные поправки) и программу управления бортовыми средствами;

- станции управления, закладывающие в бортовые запоминающие устройства служебную информацию и программу управления, а так же ведущие оперативное управление работой бортовых средств каждого из спутников.

Приёмоиндикаторы (ПИ), которые являются аппаратурой потребителей, предназначены для определения пространственных координат и параметров движения объекта по результатам измерений. По сложности технических решений и объёму аппаратных затрат ПИ разделяют на:

- одноканальные (в том числе мультиплексные, когда система очень быстро переключается между сигналами орбитальной группировки), которые в каждый текущий момент времени ведут приём и обработку радиосигнала только одного навигационного ИСЗ;

- многоканальные, позволяющие одновременно принимать и обрабатывать сигналы нескольких ИСЗ.

В мультиплексной аппаратуре резко снижаются аппаратурные погрешности, характерные для многоканальной аппаратуры, что позволяет производить измерения направлений. Так, если установить на потребителе две или более антенны на некоторой базовой линии, то можно измерять азимут, измеряя разность фаз несущей частоты сигналов, принимаемых антеннами.

Средства развёртывания и восполнения системы (космодром) обеспечивают вывод на орбиты спутников при первоначальном развёртывании сети навигационных ИСЗ и при её восполнении.

Решение навигационных задач основывается на использовании функциональной связи между навигационными параметрами и определяемыми координатами. Навигационные параметры – это те величины, которые измеряются непосредственно во время сеанса связи.

Если задать геоцентрическую экваториальную прямоугольную систему координат (начало отсчёта в центре Земли) и обозначить координаты ИСЗ и ПИ соответственно xC, yC, zC и x, y, z, то расстояние между ними выразится как

.

Радиальная скорость может быть найдена путём дифференцирования этого уравнения по времени:

 

где и – частные производные соответствующих координат ИСЗ и ПИ.

 

Величины, входящие в эти два уравнения должны относиться к одному моменту времени. Так, если бортовая шкала ПИ привязывается к временной метки с ИСЗ, то для расчёта координат ПИ, соответствующих измерениям в момент tи по бортовой шкале, координаты спутника следует брать для момента (tи – | r | / с),

где с – скорость распространения радиоволн.

 

Поскольку в спутниковой РНС с ИСЗ на средневысоких орбитах применяется дальномерный метод с хранением начала отсчёта, то измеряемая псевдодальность будет отличаться от истинной дальности на величину, зависящую от смещения относительно системного времени как временной шкалы ИСЗ dtc, так и временной шкалы ПИ dtп (см. подразделы 21.1.2 главы 21 и 25.2 главы 25). Кроме того, при распространении радиоволн в атмосфере возникает задержка сигнала dtA по сравнению с его временем распространения в свободном пространстве. Поэтому, на самом деле, в навигационном сеансе измеряется не дальность r, а псевдодальность rПС, выражение для которой будет выглядеть так:

, где i = 1,…,4.

Из этого выражения видно, что определяемыми параметрами являются координаты x, y, z и поправка dtп к временной шкале ПИ. Значения остальных пяти величин должны быть вычислены потребителем на основании служебной информации, передаваемой каждым спутником.

При доплеровских измерениях радиальной скорости поступают подобным образом: т.е. измеряется только псевдоскорость. Следовательно, определяемыми параметрами являются 3 составляющих вектора скорости (направленных по координатным осям) и поправка по частоте к генератору частоты.

ПИ принимает излучаемые каждым ИСЗ радиосигналы и производит измерения радионавигационных параметров, т.е. определяет по два навигационных параметра от каждого спутника: псевдоскорость и псевдо-дальность. Так, как для точного определения координат и скоростей необходимо, чтобы в решаемой системе было не менее четырёх уравнений для псевдодальности, и столько же для псевдоскорости, следовательно, число спутников, находящихся в орбитальной группировке должно быть не менее четырёх (см. подразделы 21.1.2 главы 21 и 25.2 главы 25). Переход от прямоугольных координат x, y, z к географическим j, l осуществляется по известным формулам геодезии.

При меньшем числе видимых или функционирующих ИСЗ определение координат и скорости можно производить с помощью ЭВМ, пользуясь статистическими методами обработки измерений, такими, как метод наименьших квадратов, или метод динамической фильтрацией (Кальмана). Применение статистических методов обработки возможно из-за достаточно быстрого изменения навигационных параметров, так как одной из основных особенностей среднеорбитальных СНС является высокая скорость относительного перемещения ИСЗ и потребителя.

Точность определения места. Ошибка определения места по трём ИСЗ на поверхности Земли может быть рассчитана по приближённой формуле мореходной астрономии

,

где hcp – средняя угловая высота спутников;

DА – разность азимутов меду парами ИСЗ;

mp – СКО определения расстояния.

Выражение характеризует геометрические условия наблюдений и называется геометрическим фактором (Geometric Delution of Precision – GDOP или Horizontal Delution of Precision – HDOP). В процессе приёма сигналов ИСЗ их геометрическое положение непрерывно меняется: ряд ИСЗ уходит за горизонт, другие появляются из-за горизонта. В морских ПИ решается задача выбора из общего числа ИСЗ, обработка сигналов которых обеспечивает минимальное значение геометрического фактора (минимальное значение ошибки определения места).

При работе по трём ИСЗ Г = min, если все три ИСЗ размещены одинаково низко над горизонтом, образуя равносторонний треугольник (разность азимутов » 120°). При этом Г = 1,45.

При работе по четырём ИСЗ Г = min = 2,6, если один ИСЗ в зените, а остальные три будут иметь одинаковую высоту около 30°, образуя равносторонний треугольник в плоскости расположения ИСЗ. При этом объём тетраэдра, образованного направлениями от судна на ИСЗ, будет максимальным (рис.25.13).

Геометрический фактор нужен для оценки точности обсерваций. Ошибка обсервации пропорциональна величине геометрического фактора (рис. 25.14).

 

 

Чем он меньше, тем место определено более точно. Величина геометрического фактора вычисляется при обсервациях: один раз в течение 5…10 мин. Текущее значение геометрического фактора сравнивается с его оптимальным значением, заложенным в программу выбора созвездия спутников, или установленным самим судоводителем. Для точных обсерваций должно быть 1,5 < Г < 5. При Г > 10 место получается менее точно. В некоторых ПИ, например «Shipmate GPS Navigator RS5700» точность обсерваций показывается на дисплее буквами: А (высокая точность), В (хорошая точность) и D (плохая точность).

Точность определения расстояния зависит от следующих факторов: нестабильности шкалы времени ИСЗ; ошибок в орбитальной информации; нестабильности шкалы времени ПИ; влияния ионосферы и тропосферы; шумов аппаратуры ИСЗ; шумов аппаратуры ПИ; многолучёвости распространения радиоволн.

Суммарная средняя квадратичная ошибка получается порядка 16 м. Например, если r = 16 м, Г = 1,45, то М = mr Г = 23 м, предельная ошибка при Р = 95% равна 46 м.

 

25.4.2. Принципы, положенные в основу построения GPS

 

Прежде, чем перейти к пояснению работы СНС НАВСТАР и ГЛОНАСС, подытожим пять наиболее важных идей, которые легли в основу работы GPS. Более подробно см. предыдущие подразделы 21.1.2 главы 21 и 25.1, 25.2, 25.4.1 главы 25.

Идея первая:

GPS основана на определении координат местоположения по расстояниям до спутников. Это означает, что наши координаты на Земле вычисляются на основе измеренных системой расстояний до группы спутников в космосе. Спутники выполняют роль точно координированных точек отсчета.

Для определения местоположения необходимо провести четыре измерения. Трех измерений достаточно, если исключить неправдоподобные решения. Еще одно измерение требуется по техническим причинам, которые будут рассмотрены ниже.

Идея вторая:

Как уже отмечалось ранее, GPS работает, измеряя время, за которое радиосигнал доходит от спутника до ПИ, а затем по этому времени вычисляется расстояние.

Радиоволны распространяются со скоростью света: »300 000 км/с. Если точно определить момент времени, в который спутник начал посылать свой радиосигнал, и момент получения его, то мы точно будем знать время его распространения. И тогда, умножая скорость распространения сигнала на время в секундах, получим расстояние до спутника.

Естественно, что у потребителя навигационной информации часы должны быть весьма точны, так как радиоволны распространяются непостижимо быстро. Например, если бы спутник находился прямо над нашим судном, то потребовалось бы всего около 0,06 секунды для прохождения радиосигнала от спутника до судна. Поэтому GPS строится с применением совершенного способа измерения времени, основанного на атомном стандарте частоты, который обеспечивает ход бортовых часов спутника с наносекундной точностью. А это 0,000000001 секунды!

Главной трудностью при измерении времени прохождения радиосигнала является точное выделение момента времени, в который сигнал передан со спутника. Для этого разработчики GPS обратились к разумной идее: синхронизировать спутники и приемники так, чтобы они генерировали один и тот же код точно в одно и то же время.

Далее, принятый код от спутника сравнивается со сгенерированным в приёмнике таким же кодом. Выявленный таким образом сдвиг одного кода по отношению к другому будет соответствовать времени прохождения сигналом расстояния от спутника до приемника. Преимуществом использования кодовых посылок (кодовых последовательностей) является то, что измерения временного сдвига могут быть проведены в любой момент времени.

Как спутники, так и приемники генерируют очень сложные цифровые кодовые последовательности. Коды усложняются специально, чтобы их можно было бы надежно и однозначно сравнивать, а также по некоторым другим причинам. Так или иначе, коды настолько сложны, что они выглядят как длинный ряд случайных импульсов. В действительности они являются тщательно отобранными «псевдослучайными последовательностями», которые повторяются каждую миллисекунду.


Поделиться:

Дата добавления: 2014-11-13; просмотров: 286; Мы поможем в написании вашей работы!; Нарушение авторских прав





lektsii.com - Лекции.Ком - 2014-2023 год. (0.016 сек.) Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав
Главная страница Случайная страница Контакты