RU2388008C1 - Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data - Google Patents

Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data Download PDF

Info

Publication number
RU2388008C1
RU2388008C1 RU2008139857/09A RU2008139857A RU2388008C1 RU 2388008 C1 RU2388008 C1 RU 2388008C1 RU 2008139857/09 A RU2008139857/09 A RU 2008139857/09A RU 2008139857 A RU2008139857 A RU 2008139857A RU 2388008 C1 RU2388008 C1 RU 2388008C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
antenna
coordinates
aircraft
relative
sna
Prior art date
Application number
RU2008139857/09A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Анатольевич Копылов (RU)
Игорь Анатольевич Копылов
Валерий Георгиевич Поликарпов (RU)
Валерий Георгиевич Поликарпов
Евгений Григорьевич Харин (RU)
Евгений Григорьевич Харин
Владимир Абович Копелович (RU)
Владимир Абович Копелович
Юрий Иванович Калинин (RU)
Юрий Иванович Калинин
Татьяна Петровна Сапарина (RU)
Татьяна Петровна Сапарина
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority to RU2008139857/09A priority Critical patent/RU2388008C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2388008C1 publication Critical patent/RU2388008C1/en

Links

Landscapes

  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

FIELD: physics, navigation.
SUBSTANCE: invention relates to satellite navigation and can be used to determine angular position of aircraft during test flights. The method involves reception of signals from N space vehicles of global satellite navigation systems (SNS) on spaced antennae of reception devices lying on a longitudinal axis and airplane wings, determination of phase difference of pseudo ranges of current signals from each pair of satellites in SNS receivers, comparison of phase differences of pseudo ranges calculated for the same pair of satellites at the same point in time from two SNS receivers under consideration, whose antennae are mounted at the tail 1 and front 2, tail 1 and on the wing 3, and determination of double difference of pseudo ranges between pairs of antennae of reception devices, specifically (1-2), (1-3), based on the comparison results. The code pseudo ranges of the antenna (1) of the SNS receiver mounted on the tail are used to solve the navigation task and determine coordinates (X, Y, Z) of the antenna (1) of the SNS receiver in the Cartesian coordinate system, which are converted to geodesic coordinates in the WGS-84 coordinate system. When calculating angle of orientation, coordinates of position vectors of antenna (2) relative (1) and antenna (3) relative (1) respectively, are calculated first, provided that that magnitude 1(2) and 1(3) of the unknown vectors and the angle between them are known beforehand. Using the respective calculations, coordinates of relative position vectors of the antennae of SNS receivers are determined. If at a certain stage, phase pseudo ranges to N navigation satellites are known, then using double differences of pseudo ranges, N-1 relationships are determined, which form a system of equations for finding unknown coordinates of relative vectors. Disambiguation of SNS phase measurements is done. After solving the system of equations for calculated coordinates of relative vectors, the angular position of the airplane is calculated. Orientation angles of the airplane are determined during post-flight processing.
EFFECT: increased accuracy of determining angular position of an airplane from satellite navigation system receiver data.
1 dwg

Description

Изобретение относится к спутниковой навигации, в частности применимо в системах обеспечения летных испытаний пилотажно-навигационного оборудования авиационных объектов, и может быть использовано для определения углового положения летательного аппарата (ЛА) при летных испытаниях ЛА, а также для определения точностных характеристик систем его пилотажно-навигационного оборудования.The invention relates to satellite navigation, in particular, it is applicable to flight test systems for flight and navigation equipment of aviation objects, and can be used to determine the angular position of an aircraft during flight tests of aircraft, as well as to determine the accuracy characteristics of its flight and navigation systems equipment.

Известен способ определения угловой ориентации, патент РФ №2248004, основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные приемники сигнала, расположенные на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой. Приемниками сигнала являются GPS-приемники, количеством не менее трех. По их показаниям определяют координаты каждого приемника сигнала, на основании которых вычисляют положение векторов, задающих связанную с объектом систему координат.A known method for determining the angular orientation, RF patent No. 228008004, based on the reception of signals from spacecraft global navigation satellite systems to spaced signal receivers located on the object so that they do not lie on one straight line. The receivers of the signal are GPS receivers of at least three. According to their readings, the coordinates of each signal receiver are determined, based on which the position of the vectors defining the coordinate system associated with the object is calculated.

Недостатком данного способа является необходимость определения координат фазового центра каждой из антенн GPS-приемников для последующего вычисления координат вектора относительного расположения антенн. Нахождение координат каждой антенны производится с ошибкой, при определении вектора относительного расположения ошибки суммируются.The disadvantage of this method is the need to determine the coordinates of the phase center of each of the antennas of the GPS receivers for the subsequent calculation of the coordinates of the vector of the relative position of the antennas. The coordinates of each antenna are found with an error; when determining the vector of the relative location of the error, they are summed.

Известен способ ориентации объектов по радионавигационным сигналам космических аппаратов, патент РФ №2122217, 1998.11.20, взятый за прототип. Способ основан на приеме сигналов от n космических аппаратов двумя или более антенно-приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигнала с доплеровской частотой, определении набега фаз за интервал времени измерения и определении углового положения объекта.A known method of orienting objects according to the radio navigation signals of spacecraft, RF patent No. 212217, 1998.11.20, taken as a prototype. The method is based on receiving signals from n spacecraft with two or more antenna-receiving devices located parallel to one or two axes of the object, isolating the signal with a Doppler frequency, determining the phase incursion for the measurement time interval and determining the angular position of the object.

В течение определенного интервала времени производят N измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, а угловое положение объекта определяют путем решения системы уравнений, составленных по разностям измерений фазовых сдвигов сигналов N космических аппаратов, принятыми антеннами подвижного объекта. Учитываются сигналы текущих значений направляющих косинусов векторов направлений от объекта до каждого космического аппарата в текущий момент времени и их приращения по отношению к начальным значениям.During a certain time interval, N measurements of phase shifts between pairs of antenna receivers are performed, and the angular position of the object is determined by solving a system of equations compiled from the differences in the measurements of phase shifts of signals of N spacecraft received by the antennas of a moving object. The signals of the current values of the direction cosines of the direction vectors from the object to each spacecraft at the current time and their increment with respect to the initial values are taken into account.

Недостатком способа является наличие двух систем, определяющих параметры - расстояние между аппаратами (база) и координаты - фазу. Падение точности является фактором увеличения определения неизвестных параметров измерения и, как следствие, увеличение сложности вычислений.The disadvantage of this method is the presence of two systems that determine the parameters - the distance between the devices (base) and coordinates - phase. A drop in accuracy is a factor in increasing the definition of unknown measurement parameters and, as a consequence, increasing the complexity of calculations.

Технический результат, на достижение которого направлено данное изобретение, состоит в повышении точности определения углового положения самолета по данным приемников спутниковой навигационной системы.The technical result to which this invention is directed is to increase the accuracy of determining the angular position of the aircraft according to the data of the receivers of the satellite navigation system.

Существенные признаки.Essential features.

Для получения указанного технического результата в способе определения углового положения самолета по данным приемников спутниковой навигационной системы, включающем прием сигналов от N космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные антенны приемных устройств, расположенные на продольной оси и крыле ЛА, проведение за интервал времени m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств и определение углового положения ЛА, дополнительно измеряют фазовый сдвиг по разности псевдодальностей текущих сигналов от пары спутников навигационной системы, принятыми в каждой из антенн приемников спутниковой навигационной системы (СНС), затем сравнивают разности, вычисленные для одной и той же пары спутников в один и тот же момент времени из двух рассматриваемых приемников СНС, антенны которых размещены в хвостовой (1) и в носовой (2) частях, на крыле (3), и по результатам сравнения определяют двойные разности псевдодальностей между парами антенн приемных устройств.To obtain the specified technical result in the method for determining the angular position of the aircraft according to the data of the receivers of the satellite navigation system, which includes receiving signals from N spacecraft of the global navigation satellite systems to the diversity antennas of the receiving devices located on the longitudinal axis and wing of the aircraft, taking phase measurements over a period of time m shifts between pairs of antenna receivers and determining the angular position of the aircraft, additionally measure the phase shift by the difference pseudo-range of the remaining signals from the pair of satellites of the navigation system received in each of the antennas of the receivers of the satellite navigation system (SNA), then the differences calculated for the same pair of satellites at the same time from the two considered SNA receivers whose antennas are located in the tail (1) and in the bow (2) parts, on the wing (3), and according to the comparison results, double differences of pseudorange between pairs of antennas of receiving devices are determined.

Под двойной разностью

Figure 00000001
подразумевается разность одинарных разностей, вычисленных двумя приемниками СНС для одной и той же пары спутников в один и тот же момент времени.Under double difference
Figure 00000001
it implies the difference of single differences calculated by two SNA receivers for the same pair of satellites at the same time.

Figure 00000002
Figure 00000002

Figure 00000003
.
Figure 00000003
.

В выражении для двойной разности

Figure 00000004
псевдодальностей присутствуют измерения i-то и k-го спутников, полученные каждым из двух рассматриваемых приемников СНС. Аналогичные двойные разности составляются и для пары приемников СНС (1) и (3). (Приемники СНС с индексами (1) и (2) размещены на фюзеляже самолета: с индексом (1) - антенна на продольной оси ЛА в хвостовой части, с индексом (2) - на продольной оси ЛА в носовой части; антенна приемника СНС, отмеченного индексом (3), расположена на крыле).In the expression for double difference
Figure 00000004
pseudorange there are measurements of the i-th and k-th satellites obtained by each of the two considered SNA receivers. Similar double differences are compiled for a pair of SNA receivers (1) and (3). (SNA receivers with indices (1) and (2) are located on the fuselage of the aircraft: with the index (1) - the antenna on the longitudinal axis of the aircraft in the rear, with the index (2) - on the longitudinal axis of the aircraft in the nose; antenna of the SNA receiver, marked by index (3), located on the wing).

Таким образом, технический результат достигается за счет составления вторых разностей измерений двух приемников СНС, при этом большая часть составляющих погрешности, содержащихся в псевдодальностях, сокращается.Thus, the technical result is achieved by compiling the second measurement differences of the two SNA receivers, while most of the error components contained in the pseudorange are reduced.

По кодовым псевдодальностям приемника СНС с антенной (1) решается навигационная задача в послеполетной обработке и определяются координаты (X, Y, Z) антенны приемника (1) в прямоугольной системе координат, которые пересчитываются в геодезические координаты (В, L, Н) в координатной системе WGS-84 (В - широта, L - долгота, H - высота над эллипсоидом WGS-84).Based on the code pseudorange of the SNA receiver with the antenna (1), the navigation problem in the after-flight processing is solved and the coordinates (X, Y, Z) of the receiver antenna (1) are determined in a rectangular coordinate system, which are converted into geodetic coordinates (B, L, H) in the coordinate WGS-84 system (B - latitude, L - longitude, H - height above the ellipsoid WGS-84).

При нахождении углов ориентации сначала определяются координаты (x(2), y(2), z(2))T и (x(3), y(3), z(3))T векторов расположения соответственно антенны (2) относительно (1) и антенны (3) относительно (1) (Т - знак транспонирования вектора). При определении координат относительных векторов расположения антенн приемников СНС используется, что длины l(2) и l(3) искомых векторов и угол α между ними известны априорно:When finding the orientation angles, the coordinates (x (2) , y (2) , z (2) ) T and (x (3) , y (3) , z (3) ) T of the location vectors of the antenna (2) relative to (1) and antennas (3) relative to (1) (T is the vector transpose sign). When determining the coordinates of the relative location vectors of the antennas of the SNA receivers, it is used that the lengths l (2) and l (3) of the desired vectors and the angle α between them are known a priori:

Figure 00000005
Figure 00000005

Figure 00000006
Figure 00000006

Figure 00000007
Figure 00000007

Если на определенную эпоху известны фазовые псевдодальности до N навигационных спутников, то с использованием двойных разностей псевдодальностей составляются N-1 соотношение вида:If phase pseudoranges up to N navigation satellites are known for a certain era, then using the double pseudorange differences, an N-1 relationship of the form:

Figure 00000008
Figure 00000008

Figure 00000009
Figure 00000009

Здесь

Figure 00000010
и
Figure 00000011
- координаты k-го и i-го спутников соответственно в момент излучения ими сигнала; (X, Y, Z) - координаты антенны (1) приемника СНС.Here
Figure 00000010
and
Figure 00000011
- coordinates of the k-th and i-th satellites, respectively, at the time they emit a signal; (X, Y, Z) - coordinates of the antenna (1) of the SNA receiver.

Соотношения (1)-(5) образуют систему для нахождения неизвестных координат относительных векторов. В левые части соотношения вида (4), (5) входят неизвестные целые количества циклов, для определения которых производится разрешение неоднозначности фазовых измерений СНС.Relations (1) - (5) form a system for finding the unknown coordinates of relative vectors. The left-hand sides of a relationship of the form (4), (5) include unknown integer numbers of cycles, for the determination of which the ambiguity of the phase measurements of the SNA is resolved.

Угловое положение самолета вычисляется после решения системы уравнений по вычисленным координатам относительных векторов. Сначала координаты относительных векторов пересчитываются в систему координат с началом в фазовом центре антенны приемника СНС (1), ось X* направлена к северному полюсу Земли, ось Y* направлена вверх по нормали к земному эллипсоиду, а ось Z* - на восток. Преобразование координат осуществляется по формуламThe angular position of the aircraft is calculated after solving the system of equations for the calculated coordinates of the relative vectors. First, the coordinates of the relative vectors are converted into a coordinate system with the beginning in the phase center of the antenna of the SNA receiver (1), the X * axis is directed to the north pole of the Earth, the Y * axis is directed upward normal to the Earth's ellipsoid, and the Z * axis is directed to the east. Coordinates are converted using the formulas

Figure 00000012
Figure 00000012

Figure 00000013
Figure 00000013

по координатам вектора

Figure 00000014
вычисляются углы истинного курса ψ и тангажа ϑ самолетаby vector coordinates
Figure 00000014
the angles of the true heading ψ and pitch ϑ of the airplane are calculated

Figure 00000015
Figure 00000015

Figure 00000016
,
Figure 00000016
,

для вычисления угла крена γ находят проекцию

Figure 00000017
вектора
Figure 00000018
на плоскость, ортогональную вектору
Figure 00000019
далее угол крена γ находят по формулеto calculate the angle of heel γ find the projection
Figure 00000017
of vector
Figure 00000018
to the plane orthogonal to the vector
Figure 00000019
then the angle of heel γ is found by the formula

Figure 00000020
.
Figure 00000020
.

Перечень фигур на чертежах.The list of figures in the drawings.

Для пояснения сущности изобретения на фиг.1 приведена функциональная схема, используемая в способе, где изображены:To clarify the invention, figure 1 shows the functional diagram used in the method, which shows:

1 - антенна в хвостовой части ЛА;1 - antenna in the tail of the aircraft;

2 - антенна в носовой части ЛА;2 - antenna in the bow of the aircraft;

3 - антенна в крыльевой части ЛА;3 - antenna in the wing of the aircraft;

4 - искусственные спутники Земли (ИСЗ) спутниковой навигационной систем (СНС): GPS и ГЛОНАСС;4 - artificial Earth satellites (AES) of satellite navigation systems (SNA): GPS and GLONASS;

5 - летательный аппарат (ЛА);5 - aircraft (LA);

6 - приемники СНС (хвостовой);6 - receivers SNA (tail);

7 - приемники СНС (носовой);7 - receivers of the SNA (nasal);

8 - приемники СНС (крыльевой);8 - receivers SNA (wing);

9 - комплекс бортовых траекторных измерений (КБТИ);9 - a complex of airborne trajectory measurements (KBTI);

10 - наземный вычислитель.10 - ground computer.

Способ определения углового положения ЛА по данным приемников СНС работает следующим образом.The method of determining the angular position of the aircraft according to the receivers of the SNA works as follows.

На самолете 2 устанавливают бортовой блок комплекса бортовых траекторных измерений КБТИ 9, размещают три антенны 1, 2, 3 приемников СНС 6, 7, 8, с помощью которых производят фазовые измерения на двух частотах L1 и L2 навигационных спутников группировок GPS 4 и ГЛОНАСС 4. Две антенны размещают вдоль продольной строительной оси самолета на фюзеляже: первую антенну 1 в хвостовой части, вторую антенну 2 - в носовой части, третью антенну 3 крепят на крыле (фиг.1). Для повышения точности измерений угловой ориентации самолета разнесение антенн производят на максимальное расстояние. После размещения антенн на самолете выполняют работы по определению точных относительных расстояний между антеннами, определяют вектора размещения антенн относительно строительных осей самолета, а именно, векторов расположения антенны (2) относительно (1) и антенны (3) относительно (1). При определении координат относительных векторов расположения антенн приемников СНС используют длины l(2) и l(3) искомых векторов и угол α между ними, известных априорно. Производят фазовые измерения на двух частотах L1 и L2 навигационных спутников группировок GPS 4 и ГЛОНАСС 4 во время полета. Информация 3-х приемников СНС, выдаваемая в формате RS-232, регистрируется в КБТИ с частотой 1 Гц (см. патент РФ №2116666 от 18.10.95 г.).On aircraft 2, the airborne block of the complex of onboard trajectory measurements KBTI 9 is installed, three antennas 1, 2, 3 of the SNS 6, 7, 8 receivers are placed, with the help of which phase measurements are made at two frequencies L1 and L2 of the navigation satellites of the GPS 4 and GLONASS 4 groups. Two antennas are placed along the longitudinal construction axis of the aircraft on the fuselage: the first antenna 1 in the rear, the second antenna 2 in the bow, the third antenna 3 is mounted on the wing (figure 1). To improve the accuracy of measuring the angular orientation of the aircraft, the antennas are spaced apart to a maximum distance. After the antennas are placed on the aircraft, work is carried out to determine the exact relative distances between the antennas, the antenna placement vectors relative to the aircraft building axes, namely, the antenna location vectors (2) relative to (1) and antenna (3) relative to (1), are determined. When determining the coordinates of the relative location vectors of the antennas of the SNA receivers, the lengths l (2) and l (3) of the desired vectors and the angle α between them are used, a priori known. Phase measurements are made at two frequencies L1 and L2 of the navigation satellites of the GPS 4 and GLONASS 4 groups during flight. Information of 3 SNA receivers, issued in RS-232 format, is recorded in the KBTI with a frequency of 1 Hz (see RF patent No. 21116666 from 10/18/95).

Затем остальные вычисления производят на наземном вычислителе 10. В каждом из приемников СНС определяют фазовый сдвиг по разности фазовых псевдодальностей, принятых текущих сигналов от пары спутников навигационной системы, затем сравнивают разности фазовых псевдодальностей, вычисленных для одной и той же пары спутников в один и тот же момент времени из двух рассматриваемых приемников СНС, антенны которых размещены в хвостовой 1 и в носовой 2 частях, в хвостовой части 1 фюзеляжа и на крыле 3, и по результатам сравнения определяют двойные разности псевдодальностей между парами антенно-приемных устройств (1)-(2), (1)-(3).Then the remaining calculations are performed on the ground computer 10. In each of the SNA receivers, the phase shift is determined by the difference of the phase pseudoranges received by the current signals from the pair of satellites of the navigation system, then the differences of the phase pseudoranges calculated for the same pair of satellites in the same time point from the two considered SNA receivers, the antennas of which are located in the rear 1 and in the nose 2, in the rear of the fuselage 1 and on the wing 3, and double times are determined from the results of the comparison pseudorange between pairs of antenna receivers (1) - (2), (1) - (3).

Во время полета информация 3-х приемников СНС, выдаваемая в формате RS-232, регистрируется в бортовом блоке КБТИ 9 с частотой 1 Гц. Обработка сигналов приемников СНС и определение углов ориентации самолета производят в послеполетной обработке на наземном вычислителе 10 по соотношениям (1)-(8).During the flight, the information of 3 SNA receivers, issued in RS-232 format, is recorded in the KBTI 9 onboard unit with a frequency of 1 Hz. Signal processing of the SNA receivers and determination of the orientation angles of the aircraft are carried out in post-flight processing on the ground computer 10 according to the relations (1) - (8).

Figure 00000005
Figure 00000005

Figure 00000006
Figure 00000006

Figure 00000007
Figure 00000007

Figure 00000021
Figure 00000021

Figure 00000009
Figure 00000009

Здесь

Figure 00000010
и
Figure 00000011
- координаты k-го и i-го спутников соответственно в момент излучения ими сигнала; (X, Y, Z) - координаты антенны (1) приемника СНС.Here
Figure 00000010
and
Figure 00000011
- coordinates of the k-th and i-th satellites, respectively, at the time they emit a signal; (X, Y, Z) - coordinates of the antenna (1) of the SNA receiver.

Соотношения (1)-(5) образуют систему для нахождения неизвестных координат относительных векторов. В левые части соотношения вида (4), (5) входят неизвестные целые количества циклов, для определения которых производится разрешение неоднозначности фазовых измерений СНС.Relations (1) - (5) form a system for finding the unknown coordinates of relative vectors. The left-hand sides of a relationship of the form (4), (5) include unknown integer numbers of cycles, for the determination of which the ambiguity of the phase measurements of the SNA is resolved.

Угловое положение самолета вычисляется после решения системы уравнений по вычисленным координатам относительных векторов. Сначала координаты относительных векторов пересчитываются в систему координат с началом в фазовом центре антенны 1 приемника СНС 6, ось Х* направлена к северному полюсу Земли, ось Y* направлена вверх по нормали к земному эллипсоиду, а ось Z* - на восток. Преобразование координат осуществляется по формуламThe angular position of the aircraft is calculated after solving the system of equations for the calculated coordinates of the relative vectors. First, the coordinates of the relative vectors are converted into a coordinate system with the beginning in the phase center of antenna 1 of the SNA 6 receiver, the X * axis is directed to the north pole of the Earth, the Y * axis is directed upward normal to the Earth's ellipsoid, and the Z * axis is directed to the east. Coordinates are converted using the formulas

Figure 00000012
Figure 00000012

Figure 00000022
Figure 00000022

По координатам вектора

Figure 00000014
вычисляются углы истинного курса ψ и тангажа ϑ самолетаBy vector coordinates
Figure 00000014
the angles of the true heading ψ and pitch ϑ of the airplane are calculated

Figure 00000023
Figure 00000023

Figure 00000024
Figure 00000024

для вычисления угла крена γ находят проекцию

Figure 00000017
вектора
Figure 00000018
на плоскость, ортогональную вектору
Figure 00000014
, далее угол крена γ находят по формулеto calculate the angle of heel γ find the projection
Figure 00000017
of vector
Figure 00000018
to the plane orthogonal to the vector
Figure 00000014
, then the angle of heel γ is found by the formula

Figure 00000025
Figure 00000025

«Сырые» кодовые и фазовые измерения приемника СНС содержат в себе погрешности, зависящие от целого ряда причин. Погрешности в измерении псевдодальностей до навигационных спутников вызывают ошибки в нахождении навигационных параметров антенны приемника СНС. Наиболее существенными из них являются:The “raw” code and phase measurements of the SNA receiver contain errors that depend on a number of reasons. Errors in the measurement of pseudorange to navigation satellites cause errors in finding the navigation parameters of the antenna of the SNA receiver. The most significant of them are:

- ошибка часов спутника;- satellite clock error;

- ошибка часов приемника СНС;- error of the clock of the SNA receiver;

- ошибки в эфемеридах спутника;- errors in the satellite ephemeris;

- искажение сигнала при прохождении слоев ионосферы;- signal distortion when passing through the layers of the ionosphere;

- искажение сигнала при прохождении слоев тропосферы;- signal distortion during the passage of troposphere layers;

- многолучевость;- multipath;

- случайный шум приемника СНС;- random noise of the SNA receiver;

- неоднозначность фазовых измерений.- ambiguity of phase measurements.

Погрешности первых пяти из перечисленных причин уничтожаются (обнуляются) при составлении вторых разностей измерений двух приемников СНС.The errors of the first five of the listed reasons are destroyed (zeroed) when compiling the second measurement differences of the two SNA receivers.

Наземная обработка с помощью вычислителя - 10 предполагает операции вывода данных из КБТИ - 9 (регистратора) и вычислений для получения данных об угловой ориентации ЛА и точностных характеристик систем его пилотажно-навигационного оборудования при летных испытаниях ЛА.Ground processing using the calculator - 10 involves the operations of data output from the KBTI - 9 (registrar) and calculations to obtain data on the angular orientation of the aircraft and the accuracy characteristics of the systems of its flight and navigation equipment during flight tests of the aircraft.

Claims (1)

Способ определения углового положения самолета по данным приемников спутниковой навигационной системы, основанный на приеме сигналов от N космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем (СНС) на разнесенные антенны приемных устройств, расположенные на продольной оси и крыле, проведении за интервал времени m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств и определении углового положения самолета, отличающийся тем, что дополнительно измеряют фазовый сдвиг по разности фазовых псевдодальностей текущих сигналов, принятых каждой из антенн приемников СНС от пары спутников навигационной системы, затем сравнивают разности, вычисленные для одной и той же пары спутников в один и тот же момент времени из двух рассматриваемых приемников СНС; первую пару составляют приемники СНС с первой антенной (1) на продольной оси самолета в хвостовой части и второй антенной (2) на продольной оси самолета в носовой части, вторую пару образуют приемники СНС с первой антенной (1) на продольной оси самолета в хвостовой части и третьей антенной (3) на крыле; и по результатам сравнения определяют двойные разности псевдодальностей между парами антенн приемных устройств - первой и второй, первой и третьей, по кодовым псевдодальностям приемника СНС с антенной (1), установленной на хвосте, решают навигационную задачу и определяют координаты (X, Y, Z) в прямоугольной системе координат первой антенны (1) в хвостовой части самолета, которые пересчитывают в геодезические координаты в координатной системе WGS-84, при нахождении углов ориентации сначала определяют координаты (х(2), y(2), z(2)) и (х(3), у(3), z(3))T векторов расположения (Т - знак транспонирования вектора) соответственно второй антенны (2) относительно первой (1) и третьей антенны (3) относительно первой (1) при условии, что длины l(2) и l(3) искомых векторов и угол α между ними известны априорно, определяют координаты относительных векторов расположения антенн приемников СНС:
Figure 00000026

Figure 00000027

Figure 00000028

если на определенную эпоху известны фазовые псевдодальности до N навигационных спутников, то с использованием двойных разностей псевдодальностей составляют N-1 соотношение вида
Figure 00000029

здесь n - индекс антенно-приемных устройств (n=2, 3);
Figure 00000010
и
Figure 00000011
- координаты k-то и i-го спутников соответственно в момент излучения ими сигнала, Т - знак транспонирования; (X, Y, Z) - координаты антенны (1) приемника СНС,
соотношения (Ф1)÷(Ф4) образуют систему для нахождения неизвестных координат относительных векторов, в левые части соотношения (Ф4) входят неизвестные целые количества циклов, для определения которых производят разрешение неоднозначности фазовых измерений СНС, после решения системы уравнений по вычисленным координатам относительных векторов вычисляют угловое положение самолета, определение углов ориентации самолета производят в послеполетной обработке. A method for determining the angular position of an aircraft according to the data of satellite navigation system receivers, based on the reception of signals from N spacecraft of global navigation satellite systems (SSS) to the diversity antennas of receiving devices located on the longitudinal axis and wing, during the time interval m of measuring phase shifts between pairs antenna receiving devices and determining the angular position of the aircraft, characterized in that they further measure the phase shift by the difference of the phase pseudorange of signals received by each antenna pair SNS receiver from the satellite navigation system, and then comparing the difference calculated for the same pair of satellites in one and the same time of two considered SNA receivers; the first pair consists of SNA receivers with the first antenna (1) on the longitudinal axis of the aircraft in the rear and the second antenna (2) on the longitudinal axis of the aircraft in the nose, the second pair is formed by SNA receivers with the first antenna (1) on the longitudinal axis of the aircraft and the third antenna (3) on the wing; and the comparison results determine the double difference of the pseudorange between the pairs of antennas of the receiving devices - the first and second, first and third, using the code pseudorange of the SNA receiver with the antenna (1) mounted on the tail, solve the navigation problem and determine the coordinates (X, Y, Z) in the rectangular coordinate system of the first antenna (1) in the tail of the aircraft, which are converted into geodetic coordinates in the WGS-84 coordinate system, when finding the orientation angles, the coordinates (x (2) , y (2) , z (2) ) are first determined (x (3), y (3), z (3)) T in Ktorov location (T - denotes transposition of the vector) respectively, the second antenna (2) relative to the first (1) and the third antenna (3) relative to the first (1) provided that the length l (2), l (3) of the desired vectors and the angle α between them are known a priori, they determine the coordinates of the relative location vectors of the antennas of the SNA receivers:
Figure 00000026

Figure 00000027

Figure 00000028

if phase pseudorange up to N navigation satellites are known for a certain epoch, then using double differences of pseudorange make up the N-1 relationship of the form
Figure 00000029

here n is the index of antenna-receiving devices (n = 2, 3);
Figure 00000010
and
Figure 00000011
- the coordinates of the k-th and i-th satellites, respectively, at the moment they emit a signal, T is the transpose sign; (X, Y, Z) - coordinates of the antenna (1) of the SNA receiver,
relations (Ф1) ÷ (Ф4) form a system for finding the unknown coordinates of relative vectors, the left parts of the relation (Ф4) include unknown integer numbers of cycles, to determine which the ambiguity of the phase measurements of the SNA is resolved, after solving the system of equations for the calculated coordinates of the relative vectors, the angular position of the aircraft, the determination of the orientation angles of the aircraft is carried out in post-flight processing.
RU2008139857/09A 2008-10-08 2008-10-08 Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data RU2388008C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008139857/09A RU2388008C1 (en) 2008-10-08 2008-10-08 Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008139857/09A RU2388008C1 (en) 2008-10-08 2008-10-08 Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2388008C1 true RU2388008C1 (en) 2010-04-27

Family

ID=42672765

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008139857/09A RU2388008C1 (en) 2008-10-08 2008-10-08 Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2388008C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2514197C1 (en) * 2012-12-06 2014-04-27 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации Method and device for determination of airborne vehicle angular attitude
RU2529649C1 (en) * 2013-07-11 2014-09-27 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) Method for angular orientation of object based on spacecraft radio navigation signals
RU2671342C2 (en) * 2016-08-29 2018-10-30 Акционерное общество "ЗАСЛОН" Method of determining course, angle of place and coordinates of multiple artillery rocket system cluster
RU2726916C1 (en) * 2019-11-18 2020-07-16 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
CN113824516A (en) * 2021-08-06 2021-12-21 星展测控科技股份有限公司 Video receiving method, video receiving equipment and readable storage medium

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2514197C1 (en) * 2012-12-06 2014-04-27 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ СВЯЗИ имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации Method and device for determination of airborne vehicle angular attitude
RU2529649C1 (en) * 2013-07-11 2014-09-27 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Сибирский Федеральный Университет" (Сфу) Method for angular orientation of object based on spacecraft radio navigation signals
RU2671342C2 (en) * 2016-08-29 2018-10-30 Акционерное общество "ЗАСЛОН" Method of determining course, angle of place and coordinates of multiple artillery rocket system cluster
RU2726916C1 (en) * 2019-11-18 2020-07-16 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
CN113824516A (en) * 2021-08-06 2021-12-21 星展测控科技股份有限公司 Video receiving method, video receiving equipment and readable storage medium
CN113824516B (en) * 2021-08-06 2024-01-12 星展测控科技股份有限公司 Video receiving method, video receiving device and readable storage medium

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2570823B1 (en) Method and apparatus for differential global positioning system (DGPS) - based real time attitude determination (RTAD)
US7292185B2 (en) Attitude determination exploiting geometry constraints
US4402049A (en) Hybrid velocity derived heading reference system
US9229111B2 (en) Method for estimating the direction of arrival of navigation signals at a receiver after reflection by walls in a satellite positioning system
US11237277B2 (en) Techniques for determining geolocations
CN102004244B (en) Doppler direct distance measurement method
RU2388008C1 (en) Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data
Goswami et al. Potential of Multi-constellation Global Navigation Satellite System in Indian Missile Test Range Applications.
US5903236A (en) Reference carrier phase prediction for kinematic GPS
Lee et al. Analysis of pseudolite augmentation for GPS airborne applications
RU2275650C1 (en) Method for location of space vehicles
Emel’yantsev et al. Improving the accuracy of GPS compass for small-sized objects
RU2386176C2 (en) Aircraft landing system
Łabowski et al. Inertial navigation system for radar terrain imaging
Tsujii et al. Flight tests of GPS/GLONASS precise positioning versus dual frequency KGPS profile
US20220326392A1 (en) Signal receiving equipment, signal processing method and program
Kirkko-Jaakkola et al. Improving TTFF by two-satellite GNSS positioning
RU2536609C1 (en) Method and device for determining coordinates of radio-frequency source
US11105930B1 (en) Self contained satellite-navigation-based method and micro system for real-time relative-position determination
Bolelov et al. A Study of Aircraft Positioning Precision in a MLAT Surveillance System with Different Flight Paths and Ground Station Layouts
RU2448326C2 (en) Method for satellite correction of self-contained navigation apparatus of mobile objects
RU2550299C2 (en) Method of determining true velocity of ship from measurements of travel distance on tack from fixed constellation of spacecraft of mid-orbit satellite radio navigation system
Montloin et al. GNSS multipath failures modes analysis for airport surface operations
RU2287838C2 (en) Flying vehicle high-accuracy automatic landing system
RU2776077C1 (en) Method for determining the location and flight velocity of an aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120827

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20121009