02. Спутниковые РНС

2. Спутниковые РНС. История создания, принципы построения ифункционированияПринципы навигационных измерений, статистические методы обработки сигналов и другие технические решения, разработанные применительно к радионавигационным системам наземного базирования, явились научно-техническим фундаментом для проектирования спутниковых радионавигационных систем (СРНС). Тем не менее, существует рядпричин, позволяющих утверждать, что спутниковые РНС, по существу,открыли новую эру в радионавигации.Во-первых, любая РНС наземного базирования оставалась локальной, поскольку ее ОРНТ могли быть размещены только на территории своей страны или дружественного государства, а огромные пространства океанов полностью не «покрывались» даже наиболее мощными передатчиками РНС «Лоран - С» и «Омега».

Истинную глобальностьрадионавигационного поля могли обеспечить только передатчики сигналов, размещенные на искусственных спутниках Земли.Во вторых, по мере роста интенсивности воздушного движенияжизненную важность приобретает информация об абсолютной высотеполета, в то время как традиционные бортовые средства радионавигации(радио- и лазерные высотомеры ) измеряют высоту относительно поверхности, находящейся под самолетом в данный момент. Как следствие, для двух объектов, фактически летящих навстречу друг другу наодной абсолютной высоте, измерения текущей высоты могут отличаться,что создает иллюзию безопасности полета со всеми вытекающими последствиями. В этой связи необходимо отметить, что навигационныеизмерения, проводимые по РНТ, расположенным на поверхности Земли,также не могут обеспечить необходимую точность определения абсолютной высоты, поскольку для этого необходимо, чтобы хотя бы однаРНТ располагалась над объектом (см.

раздел о влиянии на точностьнавигационных определений так называемого геометрического фактора).1Таким образом, к середине 50-х г.г. 20 в. сложилась насущная потребность кардинального улучшения качества навигационного обеспечения различных потребителей.2.1 СРНС первого поколенияОбщепризнано, что для США толчком к началу практических работ в области спутниковой радионавигации послужил успешный запуск вСССР первого ИСЗ (октябрь 1957г.). В СССР работы в области навигационного использования ИСЗ были начаты в 1955г., и их результаты были опубликованы в 1957г., одновременно с запуском первого ИСЗ. Ведущая роль в создании основ теории систем навигации, в которых носителем источника навигационного сигнала является искусственный спутник Земли (далее всюду – навигационный космический аппарат, НКА),принадлежала научному коллективу Ленинградской военно-воздушнойинженерной академии (ЛВВИА) им А.Ф.

Можайского под руководствомпроф. В.С. Шебшаевича.Важнейший постулат, обосновывающий возможность использования в качестве ОРНТ объекта, движущегося со скоростью порядка нескольких километров в секунду, состоит в том, что орбита НКА и параметры его движения могут прогнозироватьсяи контролироваться свесьма высокой точностью (см. далее), т.е. на момент проведения НВОсчитаются известными.В 1957г. под руководством академика В.А. Котельникова былипроведены исследования, подтвердившие возможность определения параметров движения ИСЗ по результатам измерений доплеровского сдвигачастоты сигнала ИСЗ, принимаемого потребителем, координаты которого априори известны.

Одновременно была доказана возможностьрешения обратной задачи – определения координат потребителя (приемника) по результатам измерений доплеровского сдвига сигнала ИСЗ,2траектория движения которого известна потребителю. Рассмотримдва возможных варианта решения этой задачи.Пусть ИСЗ движется с постоянной скоростью Vисз по круговойорбите радиуса R исз, лежащей в плоскости, проходящей через центр земной сферы (см. рис. 7). Потребителю П, находящемуся на поверхностиЗемли, известно положение ИСЗ на орбите в каждый момент времени, а также частота f0 гармонических колебаний, излучаемых передатчиком ИСЗ. Измеряя доплеровский сдвиг принимаемого сигналаFД=f(t) - f0 , можно построить зависимость FД (t) доплеровского сдвига отвремени. В момент t0 , соответствующий кратчайшему расстоянию междуИСЗ и П, доплеровская частота становится равной нулю: FД (t0)=0 и меняет знак.

Наблюдатель, зафиксировав этот момент, может утверждать,что находится в плоскости, нормальной к вектору скорости ИСЗ. Знаякоординаты ИСЗ в момент времени t0 и направление вектора его скорости, можно построить поверхность положения в виде плоскости, а также линию положения на поверхности Земли. Для определения на этойлинии точки, соответствующей положению наблюдателя, можно воспользоваться тем фактом, что при заданных Vисз ,Rисзи f0 производнаякривой F’Д(t) в точке t= t0 однозначно зависит от расстояния D(t0) между ИСЗ и П. (см.

рис.6) . Определив таким способом D(t0) , строят поверхность положения в виде сферы радиуса D(t0) с центром в точкенахождения ИСЗ в момент t= t0 . Местоположение П соответствует точкепересечения этой сферы с линией положения. Таким образом координаты П определяются по результатам измерения времени t0 и расчета величины производной F’Д в точке t= t0 . Поэтому данный метод называютдифференциальным доплеровским или траверзным .

Основной недостаток этого метода состоит в том, что для его реализации необходимзначительный интервал времени, гарантированно включающий в себямомент прохождения ИСЗ через траверз. С другой стороны, при измерениях используется только энергия сигнала, накопленная на коротком ин3тервале времени, прилегающем к моменту t= t0.

Очевидно, что такойрежим энергетически невыгоден, поскольку для получения приемлемойточности измерений требуется большое отношение сигнал/шум на входеприемника. Более эффективным с указанной точки зрения является другой метод, основанный на интегрировании сигнала на конечных интервалах времени.Суть этого метода, получившего название интегрального доплеровского, сводится к следующему. Пусть в точке приема аппаратура потребителя определяет доплеровский сдвиг несущей частоты сигнала НКАFд и вычисляет интегралt2 Fд t dt  t1f 0 t2f0Dt 1   Dt 2   f 0 D , V t dt c t1ccгде t2-t1 фиксированный интервал времени, f0 – известнаянесу-щая частота сигнала НКА, с – скорость света.Таким образом, значение интеграла от доплеровской частоты наинтервале t  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  D1можно рассчитать поверхности положения потребителя относительноНКА, имеющие вид гиперболоида. Получив второе значение  D2, относящееся к интервалу времени t  t3-t2, рассчитывают вторую аналогичную поверхность положения, при этом положение наблюдателя определяется точкой пересечения этих гиперболоидов и земной поверхности.Полученная точка, вообще говоря, не является единственной, т.е. решение навигационной задачи не является однозначным. Для устраненияэтой неоднозначности могут быть использованы результаты измерений,полученные в другие моменты времени, или имеющиеся у потребителяаприорные данные об его местоположении.Отметим, что как интегральный доплеровский методы, так же каки дифференциальный, использует результаты измерений, полученные на4некотором интервале времени, т.е.

не обеспечивают возможности одномоментных НВО.Полномасштабные работы по созданию отечественной СРНСначались в середине 60-х годов запуском первого НКА («Космос-192»).Этот НКА и носитель для него были созданы НПО прикладной механики(г. Красноярск) под руководством академика М.Ф. Решетнева. (В настоящее время Красноярское НПО им. Решетнева является головным в России разработчиком НКА российской СРНС ГЛОНАСС). НКА «Космос192» излучал непрерывные сигналы на частотах 150 и 400 МГц; среднеквадратическая погрешность местоопределения по этому спутнику составляла 250-300м.Результаты исследований, проведенных в конце 50-х – начале 60х г.г.,определили технический облик первого поколения СРНС, которыйбыл реализован в советской низкоорбитальной системе «Цикада», введенной в эксплуатацию в конце 70-х г.гСистема «Цикада» включала в себя 4 НКА, высота круговых орбит этих НКА составляла около 1000 км, период обращения – около 100мин., наклонение орбитальной плоскости относительно экваториальной 830.При таких параметрах зона радиовидимости НКА для наземногопотребителя имеет радиус порядка 2000 км, а время пребывания НКА вэтой зоне (длительность навигационного сеанса) составляет 5…15 мин,перерыв между сеансами наблюдения различныхспутников лежит впределах от 35 мин (в приполярных зонах) до 90 мин (вблизи экватора).Информацию о положении НКА потребитель получал из навигационного сообщения, передаваемого с борта спутника в составе навигационногосигнала.

Поскольку длительность навигационного сообщения составляла2 мин, имелась возможность за время одного навигационного сеанса получить дополнительные (избыточные) измерения, которые затем усреднялись для повышения точности местоопределения. В примоиндикаторахСРНС «Цикада» используется интегральный доплеровский метод, по5грешность местоопределения (для морских судов) имеет порядок 100мСКО.В США в конце 60-х г.г.. была создана низкоорбитальная СРНС«Транзит», облик и основные параметры которой близки к параметрамСРНС «Цикада».В дальнейшем НКА СРНС «Цикада» были дооборудованы аппаратурой для приема и ретрансляции сигналов бедствия, передаваемыхрадиобуями системы «Коспас».