DE19907235A1 - GPS-Navigationssystem für Raumfahrtanwendungen - Google Patents
GPS-Navigationssystem für RaumfahrtanwendungenInfo
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Abstract
Die Erfindung betrifft ein GPS-Navigationssystem für Raumfahrtanwendungen mit einer Antenne, die über eine Signalleitung (11) mit einem Front-End (3) in Verbindung steht, das von einem Zeitgeber (5) gesteuert wird, und mit einem Signalprozessor (7) zur Erzeugung von Rohdaten, die zur Navigationslösung benötigt werden, der über eine Datenbus-Leitung (25) direkt im Datenaustausch mit dem Bordrechner (9) steht.
Description
Die Erfindung betrifft ein integriertes GPS (Global Positioning System)-
Navigationssystem für Raumfahrtanwendungen.
Zur bordautonomen Bestimmung von Navigationsdaten von Satelliten,
insbesondere zur Bestimmung von Position, Geschwindigkeit und GPS-
Zeit, werden bei Erdumlaufbahnen GPS-Navigationssysteme oder GPS-
Empfänger eingesetzt. Abhängig davon, an welchem Ort sich der Satellit
mit GPS-Empfänger im Vergleich zu der GPS-Satellitenkonstellation
(Bahnhöhe ca. 20000 km) befindet, sind hierzu folgende Zuordnungen zu
berücksichtigen: zum einen Satellitenbahnen die unterhalb der GPS-Satel
litenkonstellation (Low Earth Orbit, LEO) und zum anderen Satellitenbah
nen, die über der GPS-Satellitenkonstellation und üblicherweise auf
geostationären Bahnen (GEO, ca. 36000 km) fliegen.
Bei LEO-Satelliten kann mit dem üblichen Verfahren zur Positionsbestim
mung mit GPS navigiert werden. Dabei werden mindestens vier Signal
laufzeiten von vier verschiedenen GPS-Satelliten zum GPS-Empfänger in
parallelen Kanälen gemessen und verarbeitet und daraufhin die Position
(drei Unbekannte), und der Uhren-Bias, d. h. die Differenz zu einem Zeit-
Referenzwert (eine Unbekannte), berechnet. Aufgrund der geometrischen
Bedingungen auf niedrigen Bahnen sind normalerweise (mit sehr hoher
Wahrscheinlichkeit) immer vier oder mehr GPS-Satelliten sichtbar. Die
Genauigkeit der Positionslösung hängt von der geometrischen Verteilung
der sichtbaren GPS-Satelliten ab. Ein Maß hierfür ist der "Dilution of Pre
cision"-Wert (DOP), der nur für vier oder mehr Satelliten definiert ist. Die
se Maßzahl wird üblicherweise auch zur Navigationsplanung benutzt, d. h.
zur Festlegung der GPS-Satelliten, die zur Positionsbestimmung verwen
det werden, und ist ein Maß für die Fehlerverstärkung aufgrund von Roh
daten-Meßfehlern.
Alternativ dazu werden bei LEO-Satelliten zur Positionsbestimmung auch
sequentielle Schätzverfahren (Filter-Verfahren, z. B. Kalman-Filter) einge
setzt. Hierbei werden zeitlich aufeinanderfolgende Messungen mit Hilfe
von dynamischen Modellen für die Bahnbewegung und die Borduhr mit
einander verknüpft, so daß diese Schätzverfahren im Fall von LEO-
Satelliten zu deutlich verbesserten Schätzergebnissen führt. Bei LEO-
Anwendungen mit sequentiellen Schätzverfahren werden üblicherweise
auch GPS-Empfänger mit vier oder mehr parallelen Kanälen benutzt, so
daß auch bei diesem Schätzverfahren das DOP-Maß zur Bewertung von
Navigationslösungen, d. h. insbesondere zur Überwachung der geometri
schen Unabhängigkeit der Meßinformationen benutzt werden kann.
Die Verwendung von GPS im geostationären Orbit bei GEO-Satelliten
wurde bis jetzt nicht realisiert. Bei GEO-Satelliten ist die Verwendung von
sequentiellen Schätzverfahren erforderlich, da in diesem Fall (fast) nie die
Daten von vier GPS-Satelliten gleichzeitig empfangen werden können,
d. h. man ist auf zeitlich aufeinanderfolgende Messungen angewiesen. Al
lerdings führt die aus Sicht des GEO-Orbit schlechte geometrische Ver
teilung der GPS-Satelliten dazu, daß das Schätzergebnis sehr stark von
der Modellierungsunsicherheit der Borduhr abhängt. In der Veröffentli
chung von S. Averin, V. Vinogradov, N. Ivanov, V. Salischev "On Combined
Application of GLONASS and GPS Systems in Conditions of Limited" (in
"Observability of Navigation Satellites", ION GPS 96, Seite 287 ff) wird ei
ne Möglichkeit beschrieben, wie diese Schwierigkeit umgangen werden
kann: statt Laufzeitmessungen zu verwenden, werden Differenzen von
Laufzeitmessungen als Meßgröße verwendet. Dadurch wird der Uhren-
Bias bzw. der Zeit-Differenzwert der Borduhr eliminiert und das dynami
sche Modell für den Schätzfilter besteht nur noch aus einer mit verhält
nismäßig guter Genauigkeit bekannten Bahndynamik, aber enthält nicht
mehr das relativ unsichere Uhrenmodell.
Der gerätetechnische Aufbau eines üblichen GPS-Empfängers umfaßt
normalerweise folgende vier Komponenten: eine Antenne, ein HF(Hoch
frequenz)-Front-End (Vorverstärker, Abwärtsmischer, A/D-Wandlung), ei
ne digitale Signalverarbeitung, die insbesondere eine Korrelation zur Be
stimmung von Trägerphasen und Codephasen umfaßt und durch spezielle
digitale Elektronikbausteine (ASICs) realisiert ist und einen Navigations
prozessor (Regelschleifen für Frequency Lock Loop, Phase Lock Loop,
Delay Lock Loop, Dekodierung der Navigationsdaten, Navigationsplanung
und Positionsbestimmung).
Bekannte Verfahren bzw. Vorrichtungen sind in kommerziell erhältlichen
GPS-Navigationssystemen in Form von autonomen Geräten implementiert
bzw. verfügbar. Diese Geräte haben in bezug auf Raumfahrtanwendungen
den Nachteil, daß die Ressourcen nicht mit anderen (Software-) Anwen
dungen eines an Bord des Satelliten befindlichen Rechners geteilt werden
können. Es sind also bei den beschriebenen LEO-Verfahren bzw. -Vorrich
tungen ein eigener Rechner (CPU), ein Programm- und Datenspeicher, ei
ne Borduhr, eine Energieversorgung sowie Software-Module insbesondere
zur Fehlerüberwachung und -behandlung zusätzlich zu den im LEO-Satel
liten vorgesehenen Systemen vorzusehen. Dadurch erhöhen sich das Ge
wicht, die Leistung, die Komplexität und die Kosten des Gesamtsystems.
Außerdem kann bei der Positionsschätzung mit sequentieller Datenverar
beitung (Filterung) nicht oder nur eingeschränkt auf Informationen zuge
griffen werden, die im Bordrechner des Satelliten vorhanden sind und das
Schätzergebnis der Position verbessern würden. Diese Informationen be
ziehen sich z. B. auf genaue Modelle der Störkräfte auf den Satelliten, her
vorgerufen durch Schub der an Bord befindlichen Triebwerke, oder Satelli
ten-spezifische Daten, die Kräfte des solaren Strahlungsdrucks repräsen
tieren. Der Zugriff auf diese Daten ist insbesondere dann wichtig, wenn
sie während des Satellitenbetriebs aktualisiert werden (z. B. Satelliten
masse).
Ein weiterer Nachteil bekannter Vorrichtungen ist, daß ein beträchtlicher
Teil der Signalverarbeitung (Korrelation) eines GPS-Empfängers mit elek
tronischer Hardware realisiert ist. Strahlungsfeste elektronische Bauteile,
wie sie für Raumfahrtanwendungen verwendet werden, sind jedoch sehr
teuer und erhöhen dadurch die Kosten für GPS-Empfänger, oder sie sind
kommerziell gar nicht verfügbar und müßten speziell angefertigt werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, an Bord eines LEO- oder GEO-
Satelliten ein GPS-Navigationssystem vorzusehen, das möglichst viele
Funktionen oder Ressourcen mit den bereits an Bord des Satelliten vor
handenen Einrichtungen teilt und die üblichen Anforderungen bezüglich
der Strahlungsfestigkeit erfüllt. Das Navigationssystem soll dabei auch
die Zeitbestimmung, d. h. die Bestimmung der GPS-Systemzeit, umfassen.
Ein Vorteil der Erfindung ist, daß ein großer Teil der Signalverarbeitung,
insbesondere die Korrelation der GPS-Codes und des Trägersignales,
softwaretechnisch realisiert wird. Dadurch wird die Verwendung von teu
ren, strahlungsfesten elektronischen Spezialbausteinen (ASICs-Applica
tion Specific Integrated Circuits) vermieden.
Um möglichst wenig Rechenleistung erforderlich zu machen, wird erfin
dungsgemäß die Anzahl der parallel verarbeiteten Kanäle möglichst klein
gehalten, wobei vorzugsweise weniger als vier Kanäle verwendet werden,
(z. B. ein oder zwei Kanäle). Dies bedeutet jedoch eine (künstlich) redu
zierte Sichtbarkeit von GPS-Satelliten, sogar auf Umlaufbahnen unterhalb
der GPS- Bahnhöhe (ca. 20000 km), d. h. es werden die Meßdaten einer
eingeschränkten Zahl von Satelliten verwendet. Die Positionsbestimmung
ist dann nicht direkt möglich, sondern nur mit Hilfe von sequentiellen
Schätzverfahren (Filterverfahren). Dies bedeutet aber keine Einschrän
kung, da die Filterverfahren im wesentlichen auf Bahnmodellen und Stör
kraftmodellen, z. B. Düsenaktivitäten beruhen, die sehr genau bekannt
sind und zum größten Teil ohnehin als Software-Programme im Bordrech
ner eines Bahn- und Lageregelungssystems vorliegen. Außerdem wird er
findungsgemäß zur Messung der Laufzeit eines GPS-(Pseudorange) Signa
les regelmäßig zwischen allen, bzw. den meisten (geometrisch) sichtbaren
GPS-Satelliten umgeschaltet, so daß geometrisch unabhängige Meßin
formationen erhalten werden.
Eine weitere erfindungsgemäße Maßnahme zur Verbesserung der Positi
onsschätzung besteht darin, daß auf im Bordrechner aktualisierte Infor
mationen zurückgegriffen werden kann, z. B. auf die durch Triebwerke er
zeugten äußeren Schubkräfte. Diese Möglichkeit wird dadurch geschaf
fen, daß erfindungsgemäß der GPS-Empfänger in den bordseitigen Satelli
tenrechner integriert ist, d. h. die relevanten Informationen wie Düsen-Ein
schaltzeiten, Schubrichtungen und Kalibrierungsparameter der Triebwer
ke, etc. sind ohnehin im Bordrechner eines Satelliten vorhanden.
Zur Ermittlung und Überwachung der Güte der Meßgeometrie, d. h. der
Verteilung der GPS-Satelliten, die zur Positionsbestimmung benutzt wer
den, kann nun nicht mehr der konventionelle DOP-Faktor verwendet wer
den, da dieser nur für mindestens vier gleichzeitig sichtbare GPS-Satelli
ten definiert ist. Das DOP-Maß kann erfindungsgemäß jedoch durch ein
modifiziertes DOP-Maß ersetzt werden, das nicht nur die geometrische
Verteilung der GPS-Satelliten, sondern auch deren zeitliche Verteilung
sowie die nominale Bewegung des Empfängers mit berücksichtigt.
Im folgenden wird die Erfindung anhand der beiliegenden Figuren be
schrieben. Es zeigen:
Fig. 1 eine funktionale Darstellung des erfindungsgemäßen Navigations
systems und
Fig. 2 eine Darstellung der Funktionen des FPGA des Navigationssystems
nach der Fig. 1.
Das dargestellte GPS-Navigationssystem 1 umfaßt im wesentlichen vier
Komponenten: eine Antenne (nicht gezeigt), ein HF(Hochfrequenz)-Front-
End 3 mit einem Vorverstärker, einem Abwärtsmischer und einem A/D-
Wandler, einen FPGA 5 zur Signalvorverarbeitung sowie einen Signalpro
zessor 7 und einen üblicherweise in dem Satelliten vorgesehenen Bord
rechner 9.
Die Antenne und das HF-Front-End 3 sind bei der vorliegenden Erfindung
im wesentlichen nach dem Stand der Technik gebildet. Der FPGA 5, der
Signalprozessor 7 und der Bordrechner 9 unterscheiden sich jedoch deut
lich vom Stand der Technik, insbesondere in funktionaler Hinsicht.
Das HF-Front-End 3 erhält von der Antenne (nicht gezeigt) über eine ent
sprechende Datenleitung Eingangssignale 11. Weiterhin erhält das HF-
Front-End 3 zur Synchronisation mit dem FPGA 5 ein Referenzsignal 12
mit vorzugsweise 10 MHz. Daraus leitet das HF-Front-End 3 ein Mastersi
gnal 13 mit einer Taktfrequenz von vorzugsweise 40 MHz ab, das über ei
ne entsprechende Signalleitung einen Zeitgeber (Clock-Synthesizer) 15
geschickt wird. Der Zeitgeber 15 sendet über entsprechende Leitungen
16, 17 ein entsprechendes Abtastzeitsignal 18 zum einen an das Front-
End 3 und zum anderen an den FPGA 5. Der Zeitgeber 15 erhält zusätzlich
über eine entsprechende Eingangssignalleitung ein Sythesizer-Steuer
signal 19. Aufgrund dieses Synthesizer-Steuersignals 19 gibt der Zeitge
ber 15 aufgrund interner Funktionen (nicht beschrieben) das Abtastsignal
18 in einer vom HF-Front-End 3 und auch vom FPGA 5 geforderten Fre
quenz, insbesondere in den Frequenzen 5,71 MHz und 6,67 MHz, ab. Der
FPGA 5 ist über eine Datenbusleitung 20 mit dem Signalprozessor 7 ver
bunden, so daß diese beiden Module im Datenaustausch stehen. Zusätz
lich ist der FPGA 5 in der Lage, Interrupt-Signale über zwei entsprechende
Leitungen 21 an den Signalprozessor 7 zu senden, um eine geeignete Da
tenkommunikation zwischen dem FPGA 5 und dem Signalprozessor 7 zu
gewährleisten. Außerdem stehen der Signalprozessor 7 und der Bord
rechner 9 über eine Datenbusleitung 25 im Datenaustausch.
Der FPGA (Field Programmable Gate Array) 5 empfängt von dem Front-
End 3 über digitale Signalleitungen 14 serielle Daten, die er einer Vorver
arbeitung unterzieht. Der Signalprozessor 14 erzeugt Rohdaten der Meß
werte, die im Bordrechner 9 weiter verarbeitet werden. Die von dem Si
gnalprozessor erzeugten Daten umfassen u. a. Laufzeitmeßdaten, Doppler-
Frequenzdaten oder Navigationsdaten, z. B. Ephemeris- und Almanach-
Daten. Der Bordrechner 9 umfaßt alle funktionellen und gerätetechni
schen Module eines Bahn- und Lageregelungssystems für einen Satelli
ten. Ein Referenz-Signal 12 wird von einem im Bordrechner 9 vorgesehe
nen Oszillator über eine Datenleitung an das Front-End 3 gesendet.
Das zur Signalvorverarbeitung eingesetzte FPGA 5 ist in Fig. 2 schema
tisch dargestellt. Dieses umfaßt die digitale Abwärtsmischung 31 ins Ba
sisband (Wandlung des Eingangssignals in ein Signal niedriger Frequenz)
mit Tiefpaßfilterung und mit einem Komparator, der den Signalwert fest
legt (in der Fig. 2 nicht explizit gezeigt), einen Packer 33 zum Zusammen
fassen von Bit-Informationen in Prozessor-Worte und Abspeichern dieser
Worte in einen FIFO-Speicher 35. Der "Ausgang" des FIFO 35 ist ein digi
tales Basisband-Signal 36, das üblicherweise durch Inphase- und Quadra
ture-Anteile repräsentiert ist, dessen Frequenz im wesentlichen die Dopp
lerfrequenz repräsentiert. In diesem Signal 36 sind der Pseudo-Random-
Noise-(PRN)Code und die Navigationsdaten (50 Hz) enthalten.
Der FPGA umfaßt weiterhin ein Kontrollregister 37, einen Zeitbasis-Ge
nerator 38 und einen Referenz-Synthesizer 39. Dabei ist das Kontroll-
Register 37 an den Datenbus 20 gekoppelt und steht über Signal- oder
Datenleitungen 31a, 37b, 37 mit dem FIFO 35, dem Packer 33 und mit
dem Zeitbasis-Generator 38 in Verbindung. Letzterer ist über eine Leitung
41 mit dem Referenz-Synthesizer 39 verbunden, der wiederum mittels der
Leitung 42 mit dem Abwärts-Mischer 31 gekoppelt ist.
Die Weiterverarbeitung des Signals 36 im Signalprozessor 7 umfaßt
hauptsächlich die Korrelation mit dem GPS-Code und mit dessen Träger
signal, der Detektion des Trägerphasen- und/oder des Frequenzfehlers
und des Code-Delay-Fehlers, einen Filter der Regelschleifen für Frequenz-,
Phasen- und Delay-Lock-Loop, sowie eine Dekodierung der Navigations
daten. Diese Funktionen sind softwaremäßig realisiert und werden auf
dem Signalprozessor 7 ausgeführt. Der Signalprozessor 7 wird erfin
dungsgemäß dadurch entlastet, daß das FPGA 5 die Funktionen der Ab
wärtsmischung 31 und des Packers 33, die mit sehr hoher Frequenz aus
geführt werden müssen, übernimmt. Die Ergebnisse des Signalprozessors
7 sind u. a. genannte Meßwerte, die zur Positionslösung benötigt werden.
Die Positionslösung basiert auf einem sequentiellen Schätzverfahren, die
üblicherweise mit Hilfe eines Kalman-Filters durchgeführt wird. Kalman-
Filter werden auch im Stand der Technik zur Bestimmung der Navigati
onslösung eingesetzt. Das dafür notwendige dynamische Modell umfaßt
bei einem 1-Kanal-Navigationssystem sowohl die Bahndynamik als auch
die Uhrendynamik. Bei einem 2-Kanal Empfänger kann durch Bildung von
sogenannten Einfach-Differenzen der Uhren-Bias eliminiert werden. Da
durch läßt sich die Modellierung der (unsicheren) Uhrendynamik umge
hen.
Bei einer relativ genauen Modellierung der Bahndynamik eines Satelliten
lassen sich trotz einer eingeschränkten Anzahl von Empfänger-Kanälen (1
oder 2), vergleichbare oder nur unwesentlich schlechtere Navigationsge
nauigkeiten erreichen als mit einer sehr großen Anzahl von Empfängerka
nälen. Eine genaue Modellierung ist dadurch möglich, daß der Navigati
onsalgorithmus des Signalprozessors 7 über eine Datenbus-Leitung 25 di
rekt im Datenaustausch mit dem Bordrechner 9 steht und somit auf alle
notwendigen (aktualisierten) Daten, z. B. Triebwerks-spezifische Daten,
wie z. B. Einbaurichtungen der Düsen, Schubniveau, Ein- und Ausschaltzei
ten der Düsen, Satellitenmasse, und/oder auch den Solardruck-Koeffizi
ent, Zugriff hat. Dabei ist vorzugsweise der Signalprozessor 7 mit dem
Bordrechner 9 zusammen hardwaremäßig in einem Rack eingebaut.
Da zur Bestimmung der Position des Satelliten erfindungsgemäß vorzugswei
se weniger als vier Verarbeitungskanäle benutzt werden, d. h. weniger als vier
GPS-Satellitensignale parallel empfangen und verarbeitet werden, kann das
üblicherweise verwendete DOP-Maß zur Genauigkeits-Abschätzung nicht be
nutzt werden, weil dieses nur für mindestens vier parallele Verarbeitungska
näle definiert ist.
Erfindungsgemäß und insbesondere bei weniger als vier Verarbeitungskanä
len werden zur Navigation zeitlich aufeinander folgende Meßwerte verarbeitet
(sequentielle Schätzverfahren). Entsprechend dieser Vorgehensweise wird
eine entsprechendes Genauigkeitsmaß µ definiert, das nicht nur die geome
trische, sondern auch die zeitliche Verteilung der Meßwerte berücksichtigt.
Die Maßzahl µ wird berechnet durch
Wobei die Funktion trace, d. h. mathematisch die Spur, die Summe der Diago
nalelemante einer Matrix M bezeichnet, die die Kovarianzmatrix des Zu
standsfehlers zum Zeitpunkt t = 0 (o) ist und folgendermaßen im Navigati
onssystem ermittelt wird:
Φ ist die sogenannte Transitionsmatrix, die die Dynamik der Bahnbewegung
des messenden Satelliten und die Dynamik der Uhr des Navigationssystems
beschreibt und im Navigationssystem mit Hilfe von Modell-Annahmen ermit
telt wird. Zur Bedeutung von C und ist zu sagen, daß der Zustand x(k) zum
Zeitpunkt t = k allgemein mittels
x(k) = Φ(k,0)×(0)
mathematisch definiert ist, wobei x(0) den Zustand des Satelliten zu einem
Anfangs-Zeitpunkt bezeichnet. Bei der Ermittlung von M ist C weiterhin die
Meßmatrix und beschreibt die Zuordnung zwischen Bewegungszustand x(k)
und Meßgrößen y(k) und S die Kovarianz-Matrix des Meßrauschens . Die Be
deutung von C und des vom Navigationssystem gemessenen Meßwerts y
kann durch die Gleichung
y(k) = C(k)×(k)+ν(k)
allgemein beschrieben werden.
C hängt im wesentlichen von der Sichtlinie (Richtungsvektor) vom Navigati
onssystem zu den jeweiligen GPS-Satelliten ab. S wird aufgrund von Modell-
Annahmen festgelegt und beschreibt die Güte (Ungenauigkeit) der Meßwerte
y(k).
Bei einem Ein-Kanal-Navigationssystem, das Meßwerte der Signal-Laufzeit
als auch der Dopplerfrequenz liefert, hat der Vektor Y die Dimension 2×1
und die Meßmatrix C die Dimension 2×8. Liegen mehrere Kanäle und/oder
keine Doppler-Informationen vor, ändert sich die Dimension entspre
chend. Bei drei Kanälen ohne Doppler-Information hat der Vektor Y die
Dimension 3×1 und die Meßmatrix C die Dimension 3×8, während die
Dimension von Y und C bei drei Kanälen mit Doppler-Information 6×1
bzw. 6×8 sind.
Die Anzahl n der betrachteten Zeitpunkte der Messungen von der Gegen
wart in die Vergangenheit sollte nicht zu hoch sein, um deutlich eine un
günstige Situation hinsichtlich unabhängiger Messungen (geometrisch/zeitlich) erkennen zu können.
Je nach Anwendung kann die Maßzahl µ auch nur aus ausgewählten Dia
gonalelementen von M berechnet werden. Sind z. B. nur Positionsmes
sungen relevant, so kann
verwendet werden, was dem klassischen PDOP bei einer zeitlichen
Punktbestimmung der Position entspricht.
Um eine Aussage über die momentane Navigationsgenauigkeit machen
zu können, wird die Maßzahl µ mit den tatsächlich akquirierten GPS-Sa
telliten über eine vorgebbare Zeitspanne berechnet, zum Beispiel über die
letzten n-Meßpunkte. Dadurch kann leicht überwacht werden, ob die an
gefallenen Meßdaten eine gut konditionierte Positionsschätzung zulassen.
Ist keine Überwachungsmöglichkeit gegeben, so müßte eine entsprechende
Analyse mit Hilfe von telemetrierten Rohdaten an der Bodenstation er
folgen, was einen sehr höhen Aufwand bedeutet.
Erfindungsgemäß werden zur Ermittlung von Positionsdaten, Geschwin
digkeitsdaten und/oder der GPS-Systemzeit sequentielle Schätzverfahren
nach dem Stand der Technik verwendet, wobei statt der üblicherweise
verwendeten DOP-Maßzahl die erfindungsgemäße Maßzahl µ verwendet
wird. Das genannte sequentielle Schätzverfahren ist beispielsweise in
Bradford W. Parkinson, James J. Spilker, Penina Axelrad, Per Enge, "Global
Positioning System: Theory and Applications, Volume 1" ("Progress in
Astronautics and Aeronautics, Volume 163, American Institute of Aero
nautics and Astronautics") beschrieben.
Das sequentielle Schätzverfahren kann im Bordrechner 9 oder im Signal
prozessor 7 implementiert sein. Wesentlich ist, daß die sequentiellen
Schätzverfahren im Bordrechner 9 vorhandene und aktualisierte System
daten, z. B. Triebwerksdaten, verarbeiten, wobei die Berücksichtigung die
ser Daten in üblicher Weise erfolgt. Systemdaten sind erfindungsgemäß
diejenigen Daten, die das dynamische Modell der Satelliten-Bewegung
und der zeitlichen Veränderung der Uhr beschreiben und einen Einfluß auf
die Navigations-Algorithmen haben.
Die Erzeugung der Rohdaten-Meßwerte im Signalprozessor 7 erfolgt in ei
ner entsprechenden Anzahl von parallelen Kanälen, wobei diese Anzahl
vorzugsweise geringer als vier ist, um die Belastung des Signalprozessors
7 zu minimieren. Dabei bedeutet das Vorsehen von parallelen Kanälen
nicht eine Vermehrfachung des Signalprozessors 7 zu einer zeitlich simul
tanen Signalverarbeitung. Vielmehr wird üblicherweise eine digitale soft
waretechnische Echtzeit-Verarbeitung auf einem Signalprozessor 7 reali
siert.
Claims (11)
1. GPS-Navigationssystem für Raumfahrtanwendungen mit einer An
tenne, die über eine Signalleitung (11) mit einem Front-End (3) in Verbin
dung steht, das von einem Zeitgeber (5) gesteuert wird, und mit einem
Signalprozessor (7) zur Erzeugung von Rohdaten, die zur Navigationslö
sung verwendet werden, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalprozes
sor (7) über eine Datenbus-Leitung (25) direkt im Datenaustausch mit
dem Bordrechner (9) steht.
2. Navigationssystem nach dem Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß über die Datenbus-Leitung (25) triebwerks-spezifische Da
ten an den Signalprozessor (7) übertragen werden.
3. Navigationssystem nach dem Anspruch 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß die triebwerks-spezifischen Daten Einbaurichtungen,
Schubniveau oder auch Ein- und Ausschaltzeiten der Düsen umfassen
können.
4. Navigationssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß über die Datenbus-Leitung (25) die Satel
litenmasse an den Signalprozessor (7) übermittelt wird.
5. Navigationssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß über die Datenbus-Leitung (25) der So
lardruck-Koeffizient übermittelt wird.
6. Navigationssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß das Front-End (3) aufgrund eines Refe
renz-Abtastsignals (12) arbeitet, das von einem im Bordrechner (9) vorge
sehenen Oszillator gesendet wird.
7. Navigationssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß zur Bestimmung der Positionsdaten, der
Geschwindigkeit und der GPS-Zeit des messenden Satelliten sequentielle
Schätzverfahren verwendet werden, die Systemdaten aus dem Bordrech
ner (9) verarbeiten.
8. Navigationssystem nach dem Anspruch 7, dadurch gekenn
zeichnet, daß das sequentielle Schätzverfahren zur Genauigkeitsabschät
zung die Maßzahl
verwendet, wobei M die Kovari anzmatriz des Schätzfehlers des Systemzustandes ist.
verwendet, wobei M die Kovari anzmatriz des Schätzfehlers des Systemzustandes ist.
9. Navigationssystem nach dem Anspruch 7 oder 8, dadurch ge
kennzeichnet, daß das sequentielle Schätzverfahren im Signalprozessor
(7) implementiert ist, der über die Datenbus-Leitung (25) mit dem Bord
rechner (9) in Verbindung steht.
10. Navigationssystem nach dem Anspruch 7 oder 8, dadurch ge
kennzeichnet, daß das sequentielle Schätzverfahren in dem Bordrechner
(9) implementiert ist.
11. Navigationssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß die Rohdaten-Meßwerte in weniger als 4
parallelen Verarbeitungskanälen ermittelt werden.
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