Спутниковые системы навигации GPS и Глонасс

1. для околозенитных НКА

S₁ = d H₁ при b 1  =  9 0 ° ;

S₁ = d H₁ +0,15d M₁ при b 1  =  45° ;

2. для пригоризонтного НКА

d S₂ = d H₂ +0,25d M₂ при b ₂ =  0.

Погрешности ЭИ при прогнозе на сутки для НКА первой модификации (см. выше) в среднем составляют s (H) = 4 м, s (L) = 15 м, и, следовательно, эквивалентные погрешности псевдодальностей составят:

s (S₁) = 4,0...4,6 м и s (S₂) = 5,5 м.

Погрешность ЧВП при прогнозе на 12 ч для НКА первой модификации составляет s ( t _Б)  = 14 нс и, соответственно, эквивалентная погрешность псевдодальности равна s ( S) = 4,2 м.

При использовании узкополосных навигационных  радиосигналов погрешности измерений  псевдодальности для околозенитного s ( S₁) и пригоризонтного s ( S₂) НКА приведены выше.

Составим суммарный бюджет погрешностей псевдодальностей без ионосферы (который  будем называть инструментальной погрешностью псевдодальности) для многоканальной НАП, использующей узкополосные однодиапазонные (1600 МГц) навигационные радиосигналы (T₀ = 1 с):

	s ( S1) , м	s ( S2) , м
погрешности ЭИ	4,0...4,6	5,5
погрешности ЧВП	4,2	4,2
шумы (T0=1c)	2,0	3,0...6,0
тропосфера	0,3	1,5...3,0
многолучевость	-	0...3,0
Итого	6,2...6,6	7,7...9,6

 

 В шестиканальной НАП на наземном подвижном объекте максимальные (0,95) инструментальные погрешности определения местоположения объекта в горизонтальной p и вертикальной z плоскостях связаны с инструментальными погрешностями псевдодальности до “высокого” (околозенитного) НКА s (S₁) и до “низкого” (пригоризонтного) НКА s (S₂) следующим образом (см. выше):

в лучших ситуациях d  p = 2,0 s (S₂); d  z = 2,0 s (a);

в худших ситуациях d  p = 2,2 s (S₂); d  z = 2,2 s (a), 

где

s (a) = [4s ²(S₁)+2s ²(S₂)]^1/2.

Используя эти формулы и полученные выше значения инструментальных погрешностей псевдодальностей , найдем оценки максимальных инструментальных погрешностей определения местоположения наземных динамичных (T₀=1 с) объектов при использовании узкополосных навигационных радиосигналов в однодиапазонной шестиканальной НАП (1600 МГц):

1. в лучших ситуациях s (S₁) = 6,2 м; s (S₁) = 7,7 м и соответственно d p = 15,4 м; d z = 34 м;
2. в худших ситуациях s (S₁) = 6,6 м; s (S₁) = 9,6 м и соответственно d p = 21 м; d z = 42 м.

Строгая оценка вклада ионосферных погрешностей определения координат наземного объекта при применении однодиапазонной НАП является достаточно сложной задачей, дадим приблизительный анализ.

В предыдущем разделе были оценены  ионосферные погрешности измерения  псевдодальностей в однодиапазонной НАП. Было показано, что ионосферная погрешность псевдодальности (дальности) до пригоризонтного НКА (b =5° . . . 10° ) равна d  R₂=3d  R₁, где d  R₁ ¾  ионосферная погрешность дальности при вертикальном радиолуче. Ионосферные погрешности псевдодальностей в сеансе зависят от времени проведения сеанса: минимальны ночью, максимальны днем.

Пусть наземный объект находится под  пересечением двух орбитальных колец , и в сеансе навигации используются шесть НКА: два околозенитных  и четыре пригоризонтных . Очевидно, что если сеанс навигации проводится в околополуденное время, то ионосферные погрешности псевдодальностей для пригоризонтных НКА будут мало отличаться друг от друга и соответственно четыре разности между псевдодальностью до пригоризонтного и до зенитного НКА будут приблизительно одинаковы d D = d R₂-d R₁=2d R₁. В этой ситуации ионосферные погрешности определения координат наземного объекта в сеансе навигации в околополуденное время можно оценить как

d  z=2d  D=4d  R₁; d  x,d  y=± 0,5d  D=± d  R₁.

Если сеанс навигации проводится в утреннее или вечернее время, то ионосферные погрешности псевдодальностей до пригоризонтных НКА будут сильно отличаться , и для таких сеансов  навигации ионосферные погрешности  определения координат можно  приблизительно оценить как: d  x,d  y,d  z = ± 2d  R₁, где d  R₁ ¾ ионосферная погрешность псевдодальности до зенитного НКА в дневное время.

Если наземный объект равноудален  от трех орбитальных колец, то в сеансе навигации нет околозенитного НКА, и “высокие” НКА имеют углы возвышения b ₁ = 41° ... 45° . Ионосферные погрешности определения координат наземного объекта в таком сеансе навигации будут не больше, чем в сеансе, в котором имеется околозенитный НКА.

Таким образом, в сеансах навигации  наземных объектов при использовании шестиканальной однодиапазонной НАП максимальные ионосферные погрешности определения координат объекта можно оценить следующим образом: 

d  x,d  y = (1...2) d  R₁; d  z = (2...4) d  R₁, 

где d  R₁ ¾  ионосферная погрешность при вертикальном радиолуче в дневное время.

В худший сезон (зимний день) в годы максимальной солнечной активности d  R₁ = 15 м. Следовательно, максимальные ионосферные погрешности определения местоположения наземного объекта составят 

d  p = [(d  x)²+(d  y)²]^1/2 = 21...42 м; d  z = 30...60 м. 

Приведем полученные оценки максимальных суммарных (инструментальных и ионосферных) погрешностей глобальной навигации  в СРНС ГЛОНАСС при использовании  узкополосных навигационных радиосигналов 1600 МГц в шестиканальной НАП на динамичных (T₀ = 1с) наземных объектах в годы максимальной солнечной активности:

 

 

	d  p, м	d  z, м
инструментальные (0,95)	15...21	34...42
ионосферные в худший сезон	21...42	30...60
Итого	36...63	64...102

 

 В годы минимальной  солнечной активности ионосферные  погрешности будут в 5...6 раз меньше, и соответственно максимальные суммарные погрешности глобальной навигации наземных подвижных объектов составят:

	d  p, м	d  z, м
инструментальные (0,95)	15...21	34...42
ионосферные в худший сезон	5...7	6...10
Итого	20...28	40...52

 

 

Спутник ГЛОНАСС  

 

Спутник ГЛОНАСС конструктивно  состоит из цилиндрического гермоконтейнера  с приборным блоком, рамы антенно-фидерных устройств, приборов системы ориентации, панелей солнечных батарей с  приводами, блока двигательной установки  и жалюзи системы терморегулирования с приводами. На спутнике также установлены оптические уголковые отражатели, предназначенные для калибровки радиосигналов измерительной системы с помощью измерений дальности до спутника в оптическом диапазоне, а также для уточнения геодинамических параметров модели движения спутника. Конструктивно уголковые отражатели формируются в виде блока, постоянно отслеживающего направление на центр Земли. Площадь уголковых  
отражателей-0,25м2.

 
В состав бортовой аппаратуры входят:

• навигационный комплекс;
• комплекс управления;
• система ориентации и стабилизации;
• система коррекции;
• система терморегулирования;
• система электроснабжения.

Навигационный комплекс обеспечивает функционирование спутника как элемента системы ГЛОНАСС. В состав комплекса входят: синхронизатор, формирователь навигационных радиосигналов, бортовой компьютер, приемник навигационной информации и передатчик навигационных радиосигналов.  
Синхронизатор обеспечивает выдачу высокостабильных синхрочастот на бортовую аппаратуру, формирование, хранение, коррекцию и выдачу бортовой шкалы времени.  
Формирователь навигационных радиосигналов обеспечивает формирование псевдослучайных фазоманипулированных навигационных радиосигналов содержащих дальномерный код и навигационное сообщение.

Комплекс управления обеспечивает управление системами спутника и  контролирует правильность их функционирования. В состав комплекса входят: командно-измерительная  система, блок управления бортовой аппаратурой  и система телеметрического контроля.  
Командно-измерительная система обеспечивает измерение дальности в запросном режиме, контроль бортовой шкалы времени, управление системой по разовым командам и временным программам, запись навигационной информации в бортовой навигационный комплекс и передачу телеметрии.  
Блок управления обеспечивает распределение питания на системы и приборы спутника, логическую обработку, размножение и усиление разовых команд.

Система ориентации и стабилизации обеспечивает успокоение спутника после  отделения от ракеты-носителя, начальную ориентацию солнечных батарей на Солнце и продольной оси спутника на Землю, затем ориентацию продольной оси спутника на центр Земли и нацеливание солнечных батарей на Солнце, а также стабилизацию спутника в процессе коррекции орбиты. В системе используются прибор на основе инфракрасного построения местной вертикали (для ориентации на центр Земли) и прибор для ориентации на Солнце. Погрешность ориентации на центр Земли не хуже 3град., а отклонение нормали к поверхности солнечной батареи от направления на Солнце - не более 5град. Для минимизации возмущений на движение центра масс спутника разгрузка двигателей маховиков производится с помощью магнитопровода. В качестве исполнительного органа при осуществлении успокоения и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции используется двигательная установка.  
Режим успокоения, в результате которого происходит гашение угловых скоростей, включается в зоне радиовидимости.  
В режиме начальной ориентации на Солнце осуществляется разворот спутника относительно продольной оси с помощью управляющих двигателей-маховиков до появления Солнца в поле зрения прибора ориентации на Солнце, который установлен на панели солнечных батарей.  
Режим ориентации на Землю начинается из положения ориентации на Солнце путем разворота спутника с помощью двигателей-маховиков вдоль оси, ориентированной на Солнце, до появления Земли в поле зрения прибора ориентации на центр Земли. В штатном режиме обеспечивается ориентация оси спутника вместе с антеннами на центр Земли с помощью управляющих двигателей-маховиков по сигналам с приборов ориентации на центр Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце путем разворота спутника вместе солнечными батареями с помощью управляющего двигателя-маховика по одному каналу и разворотов панелей батарей относительно корпуса спутника с помощью привода вращения солнечных батарей по другому каналу по сигналам приборов ориентации на Солнце.  
В режиме ориентации перед проведением коррекции и стабилизации спутника во время выдачи импульса коррекции отслеживание ориентации на Солнце не производится.

Система коррекции обеспечивает приведение спутника в заданное положение в  плоскости орбиты и его удержание  в данных пределах по аргументу широты. Система включает двигательную установку  и блок управления ей. Двигательная установка состоит из 24 двигателей ориентации с тягой 10 г и двух двигателей коррекции с тягой 500 г.

Система терморегулирования обеспечивает необходимый тепловой режим спутника. Регулирование тепла, отводимого из гермоконтейнера, осуществляется жалюзи, которые открывают или закрывают радиационную поверхность в зависимости от температуры газа. Отвод тепла от приборов осуществляется циркулирующим газом с помощью вентилятора.

Система электроснабжения включает солнечные  батареи, аккумуляторные батареи, блок автоматики и стабилизации напряжения. Начальная мощность солнечных батарей - 1600 Вт, площадь - 17,5 м2.  
При прохождении спутником теневых участков Земли и Луны питание бортовых систем осуществляется за счет аккумуляторных батарей. Их разрядная емкость составляет 70 ампер-часов.

Для обеспечения надежности на спутнике устанавливаются по два или по три комплекта основных бортовых систем.  
Таким образом, на спутник ГЛОНАСС возложено выполнение следующих функций:

• излучение высокостабильных радионавигационных сигналов;
• прием, хранение и передача цифровой навигационной информации;
• формирование, оцифровка и передача сигналов точного времени;
• ретрансляция или излучение сигналов для проведения траекторных измерений для контроля орбиты и определения поправок к бортовой шкале времени;
• прием и обработка разовых команд;
• прием, запоминание и выполнение временных программ управления режимами функционирования спутника на орбите;
• формирование телеметрической информации о состоянии бортовой аппаратуры и передача ее для обработки и анализа наземному комплексу управления;
• прием и выполнение кодов/команд коррекции и фазирования бортовой шкалы времени;
• формирование и передача "признака неисправности" при выходе выжных контролируемых параметров за пределы нормы.

Управление спутниками ГЛОНАСС  осуществляется в автоматизированном режиме.

Выведение спутников ГЛОНАСС на орбиту осуществляется носителем тяжелого класса "ПРОТОН" с разгонным  блоком с космодрома Байконур. Носитель одновременно выводит три спутника ГЛОНАСС.  
Схема выведения включает: