1.3. Спутниковые РНС первого поколения

1.3 Спутниковые радионавигационные системы первого поколения

Общепризнанно, что в США толчком к началу практических работ в области спутниковой радионавигации послужил успешный запуск в СССР первого искусственного спутника Земли (ИСЗ) (октябрь 1957 г.). В СССР работы в области навигационного использования ИСЗ были начаты в 1955 г., а их результаты были опубликованы в 1957 г. одновременно с запуском первого ИСЗ. Ведущая роль в создании основ теории систем навигации, в которых носителем источника навигационного сигнала является ИСЗ, принадлежала научному коллективу Ленинградской военно-воздушной инженерной академии (ЛВВИА) им А.Ф. Можайского под руководством профессора В.С. Шебшаевича [№№].

С ледует отметить, что сама идея использовать в качестве ОРНТ объект, движущийся со скоростью порядка нескольких километров в секунду, в тот момент вызывала сомнение даже у специалистов в области радионавигации. Важнейший постулат, обосновывающий такую возможность, состоит в том, что орбита спутника и параметры его движения могут прогнозироваться и контролироваться с высокой точностью, т. е. на момент проведения НВО координаты ИСЗ считаются известными.

В 1957 г. под руководством академика В.А. Котельникова были проведены исследования, подтвердившие возможность определения параметров движения ИСЗ по результатам измерений доплеровского сдвига частоты сигнала ИСЗ, принимаемого потребителем, координаты которого априори известны. Одновременно была доказана возможность решения обратной задачи — определения координат потребителя (приемника) по результатам измерений доплеровского сдвига сигнала ИСЗ, траектория движения которого известна потребителю. Рассмотрим два возможных метода решения этой задачи.

Пусть ИСЗ движется с постоянной скоростью V_ИСЗ по круговой орбите радиуса R_ИСЗ, лежащей в плоскости, проходящей через центр земной сферы (рис. 1.10)

Рис.1.10. Схема определения координат потребителя дифференциальным доплеровским методом: П – потребитель

Потребителю П, находящемуся на поверхности Земли, известно положение ИСЗ на орбите в каждый момент времени, а также несущая частота f₀ сигнала, излучаемого передатчиком ИСЗ. Измеряя текущее значение частоты f(t) сигнала, наблюдаемого потребителем, можно построить зависимость от времени доплеровского сдвига частоты (ДСЧ) принимаемого сигнала:

F_Д(t) = f(t) – f₀ (см. рис 1.11).

Рис. 1.11.Зависимости доплеровского сдвига частоты от времени и расстояния

В момент t₀, соответствующий кратчайшему расстоянию между ИСЗ и потребителем (в морской навигации этот момент называется прохождением траверза, отсюда и одно из названий метода, см. ниже), доплеровский сдвиг становится равным нулю: F_Д(t₀) = 0, и меняет знак. Потребитель, зафиксировав этот момент, может построить поверхность своего положения в виде проходящей через центр Земли плоскости, нормальной к вектору скорости ИСЗ и содержащей точку в которой находился ИСЗ в момент траверза. Линия пересечения указанной плоскости с поверхностью Земли является линией положения. Для определения на этой линии точки, соответствующей положению наблюдателя, можно воспользоваться тем фактом, что при заданных V_ИСЗ, R_ИСЗ и f₀ производная (крутизна) кривой F'_Д(t) при t = t₀ однозначно зависит от расстояния R(t₀) между ИСЗ и потребителем (см.рис. 1.11). Определив таким способом R(t₀), строят поверхность положения в виде сферы радиуса R(t₀) с центром в точке нахождения ИСЗ в момент t = t₀. Местоположение потребителя соответствует точке пересечения этой сферы с линией положения. Таким образом, координаты потребителя определяются по результатам фиксации момента прохождения траверза t₀ и расчета величины производной F'_Д при t = t₀. Поэтому данный метод называют дифференциальным доплеровским или траверзным [1].

Основной недостаток метода состоит в том, что для его реализации необходим значительный интервал времени наблюдения, гарантированно включающий в себя момент прохождения ИСЗ через траверз, но при этом для измерений используется только энергия сигнала, накопленная за короткий интервал времени, прилегающий к моменту t = t₀. Очевидно, что такой режим энергетически невыгоден, поскольку для получения приемлемой точности измерений требуется большое отношение сигнал–шум на входе измерителя. Выполнить данное требование достаточно сложно, поскольку приемник, используемый в этом методе, должен быть широкополосным (из-за необходимости выполнения операции вычисления производной F'_Д(t)).

Более эффективным с указанной точки зрения является другой метод, основанный на интегрировании частоты сигнала на конечных интервалах времени. Суть этого метода, получившего название интегрального доплеровского, сводится к следующему. Пусть в точке приема аппаратура потребителя измеряет доплеровский сдвиг несущей частоты сигнала НКА F_Д(t) и вычисляет интеграл

(2.1)

где t₂–t₁ — фиксированный интервал времени; f₀ — известная несущая частота сигнала НКА; с — скорость света; R — расстояние до НКА.

Из формулы (1.1) следует, что значение интеграла от доплеровской частоты на интервале t₂ – t₁ пропорционально разности дальностей до НКА в моменты времени t₁ и t₂. Поскольку по условию координаты НКА на орбите в отсчетные моменты t₁ и t₂ известны, на основании значений R₁ можно рассчитать поверхность положения потребителя, которая удовлетворяет условию R₁=const и имеет вид гиперболоида. Определив второе значение R₂, относящееся к интервалу времени t₃–t₂, рассчитывают вторую аналогичную поверхность положения, при этом положение наблюдателя определяется точкой пересечения двух гиперболоидов и земной поверхности. Эта точка не обязательно является единственной, т. е. в общем случае решение навигационной задачи не однозначно. Для устранения этой неоднозначности можно использовать результаты измерений, полученные в другие моменты времени, или имеющиеся у потребителя априорные данные об его местоположении.

Отметим, что интегральный доплеровский метод, так же, как и дифференциальный, использует результаты измерений, полученные на некотором интервале времени, т.е. не обеспечивают возможности одномоментных НВО. Однако этот интервал может быть выбран достаточно произвольно и не обязательно должен включать в себя момент прохождения траверза.

Началом полномасштабных работ по созданию отечественной СРНС послужил запуск в 1967-х году первого навигационного космического аппарата (НКА) «Космос-192». Спутник излучал непрерывные сигналы на частотах 150 и 400 МГц; СКО координатных измерений по этим сигналам составляло 250...300 м.

Результаты исследований, проведенных в 1960-х годах, определили технический облик первого поколения СРНС, который был реализован в советских низкоорбитальных СРНС «Циклон-Б» и «Цикада».

Навигационно-связная система "Циклон-Б" в составе шести космических аппаратов "Парус", обращающихся на околополярных орбитах высотой порядка 1000 км, была принята на вооружение Советской Армии в 1976 г и использовалась исключительно в интересах МО СССР.

В 1979 г была введена в эксплуатацию СРНС "Цикада" которая предназначалась, главным образом, для навигации гражданских морских судов. Высота круговых орбит четырех НКА СРНС «Цикада» (см. рис. 1.3.3), как и у СРНС "Парус", составляла около 1000 км, период обращения – около 100 мин, наклонение орбитальной плоскости относительно экваториальной – 83°.

Рис. 1.12. Навигационный космический аппарат системы «Цикада»

Бортовой комплекс НКА «Парус» и «Цикада» был создан под руководством академика М.Ф. Решетнева специалистами НПО прикладной механики (в настоящее время – ОАО «Информационные спутниковые системы» им. академика М.Ф. Решетнева), г. Железногорск [8].

Р азработку наземного комплекса управления (НКУ) СРНС «Циклон» и «Цикада» возглавил академик М.С. Рязанский – Главный конструктор радиосистем управления, директор НИИ-885 (в настоящее время – ОАО «Российские космические системы»), г. Москва. М.С. Рязанский был одним из шести членов легендарного Совета Главных конструкторов под председательством С.П. Королева. Работы этого Совета на многие годы, вплоть до наших дней, определили пути развития советской и российской космонавтики.

В СРНС «Цикада» был реализован следующий принцип работы. Наземный комплекс управления (НКУ) с помощью соответствующих средств контроля определяет орбиту НКА и уход бортовой шкалы времени (БШВ) относительно системной и «закладывает» эти данные в бортовой компьютер НКА для последующей передачи потребителю в составе навигационного сообщения (НС). Потребитель принимает и расшифровывает НС, измеряет на некотором интервале времени последовательность значений ДСЧ сигнала НКА и определяет собственные координаты интегральным доплеровским методом.

При указанных выше параметрах орбитальной группировки зона радиовидимости НКА для наземного потребителя имеет радиус порядка 2000 км, а время пребывания в этой зоне (длительность навигационного сеанса) лежит в пределах 5…15 мин. Поскольку длительность передачи полного объема НС составляет 2 мин, существует возможность за время одного навигационного сеанса провести несколько независимых измерений, результаты которых затем усредняются для повышения точности позиционирования.

Доступность навигационных определений по сигналам СРНС «Цикада» характеризуется следующими параметрами: на широтах порядка 80° (N, S) среднее значение перерыва между навигационными сеансами имеет порядок 30 мин, на экваторе оно возрастает до ~110 мин. Не более, чем в 5 % случаев, перерыв может достигать 6…8 ч, но никогда не превышает 24 ч. Отметим, что при высотах орбит порядка 1000 км непрерывная доступность хотя бы одного НКА может быть обеспечена только при наличии в орбитальной группировке 45–70 аппаратов.