RU2460970C1 - Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2460970C1 RU2460970C1 RU2011112489/28A RU2011112489A RU2460970C1 RU 2460970 C1 RU2460970 C1 RU 2460970C1 RU 2011112489/28 A RU2011112489/28 A RU 2011112489/28A RU 2011112489 A RU2011112489 A RU 2011112489A RU 2460970 C1 RU2460970 C1 RU 2460970C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- supports
- spacecraft
- navigation
- prog
- int
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования, в частности, для определения, прогнозирования или корректировки эфемеридных данных. Технический результат - повышение точности и надежности. Для достижения данного результата при полете космического аппарата (КА) в зоне видимости контрольно-измерительных станций (КИС) осуществляют измерение псевдодальности по навигационным радиосигналам НКА до КИС на основе временной задержки сигнала. При этом осуществляют определение доплеровского смещения и передачу измерений в вычислительный центр главной КИС. По полученным значениям спрогнозированных координат на фиксированные опорные моменты времени с определенным шагом определяют эфемериды, которые загружаются на НКА при помощи передающих антенн сети КИС, а затем в виде навигационного сообщения передаются потребителям. Зная согласованные эфемериды НКА в опорные моменты времени, потребитель определяет координаты НКА в произвольный момент времени путем интегрирования уравнений модели движения НКА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования, в частности к определению, прогнозированию или корректировке эфемеридных данных.
Известно техническое решение (1 аналог) определения эфемеридной информации (ЭИ) навигационного космического аппарата (НКА) GPS [Яценко В.С. «Основы спутниковой навигации». Системы GPS NAVSTAR и ГЛОНАСС, Москва, "Горячая линия-Телеком", 2005, стр. 153-225], состоящее из НКА, сети станций слежения, астрофизических и метеорологических КА, сети передающих антенн и аппаратуры потребителя. Координаты каждой приемной станции определены с очень высокой точностью. Сигнал от НКА принимается станциями слежения. Поскольку заранее известны точные координаты приемных станций, по времени прохождения сигнала от НКА до станции вычисляются так называемые псевдодальности и рассчитывается точное положение НКА на орбите. Измеренные данные передаются в главную управляющую станцию. На этой станции осуществляется сбор и окончательная обработка данных, полученных от остальных наземных станций. Сколь бы ни были точны данные, получаемые от наземных станций слежения, они имеют свои погрешности, но благодаря некоторой избыточности данных и последующей математической обработке значительную часть погрешностей удается скомпенсировать. Кроме основных данных со станции слежения, на главную станцию поступают данные от астрофизических и метеорологических КА. В результате обработки полученной информации вычисляются новые эфемериды НКА (данные о положении НКА на орбите), характеризуемые параметрами: средняя аномалия М0; эксцентриситет е; корень квадратный из большой полуоси орбиты 
; долгота восходящего узла Ω0; наклонение орбиты i0; аргумент перигея ω. Затем на основании обработанных данных составляется прогноз параметров орбиты в фиксированные (опорные) моменты времени вплоть до выработки следующего прогноза. На основе полученного прогноза в вычислителе главной станции рассчитываются дополнительные параметры эфемерид по методу наименьших квадратов, а именно: коэффициентов вековых уходов: возмущенное значение среднего движения Δn и скорости ухода восходящего узла орбиты 
и ее наклонения 
а также амплитуд синусной и косинусной гармоник удвоенной невозмущенной частоты обращения, которыми аппроксимируются три составляющие возмущения относительно невозмущенной орбиты: вдоль орбиты Сuc, Сus; по геоцентрическому радиусу Срс, Срs; по боковому уклонению Сiс, Сis. Один раз в сутки эфемериды загружаются на НКА при помощи сети наземных передающих антенн, расположенных по всему миру, а затем в виде навигационного сообщения передаются потребителям. Зная точные координаты НКА в опорные моменты времени, потребитель может вычислить координаты НКА в произвольный момент времени. Рассмотренное устройство позволяет вычислять эфемериды НКА в произвольный момент времени с точностью 40-60 см при 4-часовом интервале передачи опорных эфемерид потребителю с НКА. Данная точность не удовлетворяет перспективным требованиям к спутниковым системам (15 см с вероятностью 0,95), что является недостатком.
Известно техническое решение (2 аналог) определения эфемеридной информации НКА ГЛОНАСС [Яценко В.С. «Основы спутниковой навигации». Системы GPS NAVSTAR и ГЛОНАСС, Москва, "Горячая линия-Телеком", 2005, стр.42, 111-152], состоящее из НКА, из главной станции, совмещенной с вычислительным центром, группы контрольно-измерительных станций (КИС), связанных с главной станцией и между собой каналами связи, и аппаратуры потребителя. Координаты КИС (фазового центра антенны) определены в трех измерениях с максимально доступной точностью. При полете НКА в зоне видимости КИС она осуществляет наблюдение за спутником, принимает навигационные сигналы, осуществляет первичную обработку информации и производит обмен данными с главной станцией. На главной станции происходит сбор информации от всех КИС, ее математическая обработка и вычисление вектора состояния навигационного спутника, характеризуемого координатами x, y, z и скоростями Vx, Vy, Vz в геоцентрической гринвичской прямоугольной системе координат. Затем на основании обработанных данных составляется прогноз параметров орбиты в фиксированные (опорные) моменты времени с шагом 15 минут, включая постоянные на 30-минутном интервале ускорения, описывающие гравитационное воздействие Луны и Солнца. Один раз в сутки эфемериды загружаются на НКА при помощи передающих антенн сети КИС, а затем в виде навигационного сообщения передаются потребителям. Зная точные координаты НКА в опорные моменты времени, потребитель может вычислить координаты НКА в произвольный момент времени путем интегрирования уравнений модели движения НКА [Интерфейсный контрольный документ ГЛОНАСС (редакция 5.1), Москва, 2008, стр. 56-62]. Рассмотренное устройство позволяет вычислять эфемериды НКА в произвольный момент времени с метровой точностью при 30-минутном интервале передачи опорных эфемерид потребителю с НКА. Данная точность не удовлетворяет перспективным требованиям к спутниковым системам (15 см с вероятностью 0,95), как не удовлетворяет им и величина интервала прогнозирования, что является недостатком.
Рассмотренное последним техническое решение (аналог 2) является наиболее близким аналогом к заявленному предложению по совокупности существенных признаков и достигаемому результату и выбрано в качестве прототипа для заявленного способа и устройства.
Техническим результатом изобретения является повышение точности расчета ЭИ в аппаратуре потребителя до 10-15 см и достижение возможности её закладки в аппаратуру со спутника не чаще чем раз в 4 часа.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что в вычислительном центре главной КИС не требуется прогнозировать 6 параметров вектора состояния НКА x, y, z, Vx, Vy, Vz, а достаточно только прогноза его координат x, y, z. Также сущность изобретения заключается во введении в вычислительный центр главной станции КИС вычислителя согласованной ЭИ вида:
х, у, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3,
где аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3 - параметры ускорений, представленных в виде кубического полинома от разницы между текущим t и опорным toпop временем, соответственно:
аx=аx0+аx1·(t-tопор)+аx2·(t-tопор)2+аx3·(t-tопор)3,
аy=аy0+аy1·(t-tопор)+аy2·(t-tопор)2+аy3·(t-tопор)3,
аz=аz0+аz1·(t-tопор)+аz2·(t-tопор)2+аz3·(t-tопор)3.
Согласованная ЭИ рассчитывается по методу наименьших квадратов на основании расхождения между спрогнозированными на сутки эфемеридами и ЭИ, рассчитанной путем интегрирования упрощенной модели движения спутника, учитывая только центральную гармонику поля Земли и используя в качестве начальных условий те же спрогнозированные эфемериды. Также предлагается на основании согласованной ЭИ ввести в модуль цифровой обработки аппаратуры потребителя расширенные уравнения движения НКА.
Способ заключается в излучении радиосигналов НКА, их дальнейшем приеме i-й КИС с известными координатами, где i=1, 2, …, n, n - число КИС в зоне видимости НКА, определении в КИС псевдодальности до НКА по временной задержке сигнала, а также доплеровского смещения и последующей передаче n полученных значений в вычислительный центр главной КИС, расчете по полученным значениям и известным координатам КИС текущих координат x, y, z и скоростей Vx, Vy, Vz НКА в геоцентрической гринвичской прямоугольной системе координат и прогнозировании его местоположения на сутки вперед [Научно-технический отчет «Разработка и комплексные исследования структуры средств перспективной системы ГЛОНАСС как основы координатно-временного навигационного обеспечения (КВНО) Российской Федерации. Оценка реализации структуры. Оценка выполнимости требований потребителей. Корректировка по результатам полученных оценок структуры средств перспективной системы ГЛОНАСС как основы КВНО», ЦНИИмаш, 2010, стр.53-60]. Далее по значениям спрогнозированных координат на фиксированные опорные моменты времени tопор с определенным шагом, называемым интервалом согласования, вычисляют согласованную эфемеридную информацию вида х, у, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3 следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа [Бахвалов Н.С., Жидков Н.П., Кобельков Г.М. Численные методы, Москва, БИНОМ. Лаборатория знаний, 2008, стр.39-42] с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=[δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где
δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений;
хпрогн, yпрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды;
xинт, yинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где 
Δ=t-tопорн;
µ=398600.44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
аe= 6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2 =108265.7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(ATA)-1ATδd,
где АT - транспонированная матрица;
(ATA)-l - обратная матрица,
до тех пор, пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2. Согласованные эфемериды транслируются на НКА при помощи одной из КИС, а затем в виде навигационного сообщения с НКА передаются потребителю. Зная согласованные эфемериды НКА в опорные моменты времени, потребитель может вычислить координаты НКА в произвольный момент времени путем интегрирования уравнений модели движения НКА, учитывающей согласованную эфемеридную информацию.
На фиг.1 приведена структурная схема заявленного устройства определения ЭИ в аппаратуре потребителя.
На фиг.2 представлен алгоритм вычисления согласованной ЭИ.
Устройство состоит из аппаратуры потребителя 1, НКА 2, сети КИС 3, главной КИС 4, в состав которой входит вычислительный центр 5, который содержит вычислитель согласованной ЭИ 6. При этом первая и вторая радиолиния изображены на фиг.1 в виде пунктирных линий, а каналы связи в виде сплошной линии. Для наглядности нумерации указанных радиолиний и каналов связи отсутствует, в противном случае чертеж был бы перегружен. Отметим, что первая радиолиния связывает выход НКА 2 с входом аппаратуры потребителя 1 и входами всех КИС 3, вторая радиолиния связывает выходы КИС 3 с входом НКА 2, а каналы связи связывают входы-выходы КИС 3 с соответствующими входами-выходами главной КИС 4.
Устройство работает следующим образом. При полете НКА 2 в зоне видимости i-й КИС 3, где i=1, 2, …, n, n - число контрольно-измерительных станций в зоне видимости НКА, осуществляется определение псевдодальности по навигационным радиосигналам НКА до КИС, а также доплеровского смещения, передача полученных значений в вычислительный центр главной КИС 4, где в вычислительном центре 5 по полученным значениям и известным координатам контрольно-измерительных станций рассчитывают текущие координаты и скорости НКА в геоцентрической гринвичской прямоугольной системе координат, и осуществляют высокоточный прогноз его местоположения на сутки вперед [см. указанный выше научно-технический отчет, стр.53-60]. По полученным значениям спрогнозированных координат в вычислителе согласованной ЭИ на фиксированные опорные моменты времени с определенным шагом, называемым интервалом согласования, вычисляют согласованную ЭИ вида х, у, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3 следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа [см. вышеуказанную книгу Бахвалова Н.С., стр.39-42] с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=[δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где
δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений;
хпрогн, yпрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды;
xинт, yинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где 
Δt=t-tопорн;
µ=398600.44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
ае = 6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2 =108265.7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(ATA)-1ATδd,
где АT - транспонированная матрица;
(ATA)-1 - обратная матрица,
до тех пор, пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2. Согласованные эфемериды транслируются на НКА 2 при помощи одной из КИС 3, а затем в виде навигационного сообщения с НКА 2 передаются потребителю. Зная согласованные эфемериды НКА 2 в опорные моменты времени, потребитель может вычислить координаты НКА 2 в произвольный момент времени путем интегрирования уравнений модели движения НКА, учитывающей согласованную ЭИ.
Аппаратура потребителя 1 описана в [Харисов В.Н., Перов А.И., Болдин В.А. «Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС», Москва, ИПРЖР, 1998, стр.185-219].
НКА 2 описан в [Харисов В.Н., Перов А.И., Болдин В.А. «Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС», Москва, ИПРЖР, 1998, стр.131-161].
Сеть КИС описана в [Харисов В.Н., Перов А.И., Болдин В.А. «Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС», Москва, ИПРЖР, 1998, стр.120-121].
Вычислительный центр главной станции КИС, использующий необходимые математические выражения и алгоритм вычисления высокоточного прогноза ЭИ на сутки вперед, описан в ранее указанном научно-техническом отчете, а также известен и из прототипа.
Первая и вторая радиолинии и каналы связи известны [Пенин П.И. «Системы передачи цифровой информации»: Учебное пособие для вузов. - М.: Сов. радио, 1976, с.342-345; Спилкер Дж. «Цифровая спутниковая связь». Пер. с англ. - М.: Связь, 1979, с.15-21] и используются во всех спутниковых радионавигационных системах позиционирования, в частности в GPS, ГЛОНАСС, ссылки на которые приведены в описании.
Вычислитель согласованной ЭИ охарактеризован на функциональном уровне, и форма его реализации предполагает использование программируемых средств [Пятибратов А.П., Гудыно Л.П., Кириченко А.А. «Вычислительные системы, сети и телекоммуникации», Москва, «Финансы и статистика», 2004, стр.1-273], при этом в материалах заявки (формула, п.2) приведены соответствующие расчетные математические выражения, а на фиг.2 представлен вычислительный алгоритм в виде блок-схемы.
Claims (2)
1. Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя, заключающийся в излучении радиосигналов навигационным космическим аппаратом, их дальнейшем приеме i-й контрольно-измерительной станцией с известными координатами, где i=1, 2, …, n, n - число контрольно-измерительной станций в зоне видимости навигационного космического аппарата, определении в контрольно-измерительной станции псевдодальности до навигационного космического аппарата по временной задержке сигнала, а также доплеровского смещения и последующей передаче n полученных значений в вычислительный центр главной контрольно-измерительной станции, расчете по полученным значениям и известным координатам контрольно-измерительных станций текущих координат х, у, z и скоростей Vx, Vy, Vz навигационного космического аппарата в геоцентрической гринвичской прямоугольной системе координат и прогнозировании его местоположения на сутки вперед, отличающийся тем, что по значениям спрогнозированных координат на фиксированные опорные моменты времени tопор с определенным шагом, называемым интервалом согласования, вычисляют согласованную эфемеридную информацию вида:
х, y, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3,
где ах0, ax1, ах2, ах3, ау0, ay1, ау2, aу3, аz0, az1, az2, az3 - параметры ускорений, представленных в виде кубического полинома от разницы между текущим t и опорным tопор временем, соответственно:
аx=аx0+аx1·(t-tопор)+аx2·(t-tопор)2+аx3·(t-tопор)3,
аy=аy0+аy1·(t-tопор)+аy2·(t-tопор)2+аy3·(t-tопор)3,
аz=аz0+аz1·(t-tопор)+аz2·(t-tопор)2+аz3·(t-tопор)3,
следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=(δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений; xпрогн, упрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды; xинт, уинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где
;
Δ=t-tопор;
µ=398600,44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
ае=6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2=108265,7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(AТА)-1AТδd,
где АT - транспонированная матрица;
(ATA)-1 - обратная матрица,
до тех пор пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2; транслируют полученную в результате расчета согласованную эфемеридную информацию через одну из контрольно-измерительных станций на навигационный космический аппарат, передают потребителю с навигационного космического аппарата эфемеридную информацию в составе навигационного сообщения, в аппаратуре потребителя на основе принятой эфемеридной информации, рассчитанной на опорные моменты времени, путем интегрирования уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию, вычисляют эфемеридную информацию навигационного космического аппарата в произвольный момент времени.
х, y, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3,
где ах0, ax1, ах2, ах3, ау0, ay1, ау2, aу3, аz0, az1, az2, az3 - параметры ускорений, представленных в виде кубического полинома от разницы между текущим t и опорным tопор временем, соответственно:
аx=аx0+аx1·(t-tопор)+аx2·(t-tопор)2+аx3·(t-tопор)3,
аy=аy0+аy1·(t-tопор)+аy2·(t-tопор)2+аy3·(t-tопор)3,
аz=аz0+аz1·(t-tопор)+аz2·(t-tопор)2+аz3·(t-tопор)3,
следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=(δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений; xпрогн, упрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды; xинт, уинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где
Δ=t-tопор;
µ=398600,44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
ае=6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2=108265,7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(AТА)-1AТδd,
где АT - транспонированная матрица;
(ATA)-1 - обратная матрица,
до тех пор пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2; транслируют полученную в результате расчета согласованную эфемеридную информацию через одну из контрольно-измерительных станций на навигационный космический аппарат, передают потребителю с навигационного космического аппарата эфемеридную информацию в составе навигационного сообщения, в аппаратуре потребителя на основе принятой эфемеридной информации, рассчитанной на опорные моменты времени, путем интегрирования уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию, вычисляют эфемеридную информацию навигационного космического аппарата в произвольный момент времени.
2. Устройство определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя, содержащее аппаратуру потребителя, навигационный космический аппарат, n контрольно-измерительных станций, где n=4, 5, …, главную контрольно-измерительную станцию, в состав которой входит вычислительный центр, при этом выход навигационного космического аппарата связан первой радиолинией с входом аппаратуры потребителя и входами всех контрольно-измерительных станций, входы-выходы каждой контрольно-измерительной станции связаны с соответствующими входами-выходами главной станции контрольно-измерительной станции посредством каналов связи, выходы контрольно-измерительных станций связаны второй радиолинией с входом навигационного космического аппарата, отличающееся тем, что введен в вычислительный центр главной контрольно-измерительной станции вычислитель согласованной эфемеридной информации, реализующий вычисление согласованной эфемеридной информации вида:
х, y, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3,
где аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3 - параметры ускорений, представленных в виде кубического полинома от разницы между текущим t и опорным tопор временем, соответственно:
аx=аx0+аx1·(t-tопор)+аx2·(t-tопор)2+аx3·(t-tопор)3,
аy=аy0+аy1·(t-tопор)+аy2·(t-tопор)2+аy3·(t-tопор)3,
аz=аz0+аz1·(t-tопор)+аz2·(t-tопор)2+аz3·(t-tопор)3,
следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=[δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где
δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений;
xпрогн, yпрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды;
xинт, yинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где
;
Δ=t-tопор;
µ=398600,44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
ae=6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2=108265,7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(АTA)-1ATδd,
где АT - транспонированная матрица;
(АTА)-1 - обратная матрица,
до тех пор пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2, при этом первая радиолиния выполнена с возможностью осуществления передачи потребителю с навигационного космического аппарата эфемеридной информации в составе навигационного сообщения, а аппаратура потребителя выполнена с возможностью вычисления эфемеридной информации навигационного космического аппарата в произвольный момент времени на основе принятой эфемеридной информации, рассчитанной на опорные моменты времени, путем интегрирования уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию.
х, y, z, Vx, Vy, Vz, аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3,
где аx0, аx1, аx2, аx3, аy0, аy1, аy2, аy3, аz0, аz1, аz2, аz3 - параметры ускорений, представленных в виде кубического полинома от разницы между текущим t и опорным tопор временем, соответственно:
аx=аx0+аx1·(t-tопор)+аx2·(t-tопор)2+аx3·(t-tопор)3,
аy=аy0+аy1·(t-tопор)+аy2·(t-tопор)2+аy3·(t-tопор)3,
аz=аz0+аz1·(t-tопор)+аz2·(t-tопор)2+аz3·(t-tопор)3,
следующим образом: рассчитывают промежуточные значения координат, а также скорости навигационного космического аппарата при помощи интерполяционного многочлена Лагранжа с последующим выбором начальных значений параметров ускорений:
ax1=ax2=ay1=ay2=az1=az2=10-6,
ax0=ax3=ay0=ay3=az0=az3=0,
вычисляют вектор расхождения δd на интервале согласования по формуле:
δd=[δd1,…, δdk, δdk+1,…, δd3k)T,
где
δd1=(xинт)1-(xпрогн)1;
δdk=(xинт)k-(xпрогн)k;
δdk+1=(yинт)1-(yпрогн)1;
δd3k=(zинт)k-(zпрогн)k;
k=30÷40 - количество равномерно распределенных по интервалу согласования точек расчета расхождений;
xпрогн, yпрогн, zпрогн - спрогнозированные эфемериды;
xинт, yинт, zинт - эфемеридная информация, рассчитанная путем решения системы дифференциальных уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию:
где
Δ=t-tопор;
µ=398600,44×109 м3/с2 - константа гравитационного поля Земли;
ae=6378136 м - экваториальный радиус Земли;
J0 2=108265,7×10-9 - коэффициент второй зональной гармоники разложения геогравитационного потенциала в ряд по сферическим функциям, при этом в качестве начальных условий используют спрогнозированные эфемериды, полученные в вычислительном центре главной контрольно-измерительной станции, формируют методом частных приращений матрицу А:
с последующим обнулением вектора параметров ускорений, итерационным путем по методу наименьших квадратов определяют приращения 12-мерного вектора параметров ускорений:
ΔR0=(АTA)-1ATδd,
где АT - транспонированная матрица;
(АTА)-1 - обратная матрица,
до тех пор пока величины всех составляющих вектора приращений не достигнут значений, меньших 10-9 км/с2, при этом первая радиолиния выполнена с возможностью осуществления передачи потребителю с навигационного космического аппарата эфемеридной информации в составе навигационного сообщения, а аппаратура потребителя выполнена с возможностью вычисления эфемеридной информации навигационного космического аппарата в произвольный момент времени на основе принятой эфемеридной информации, рассчитанной на опорные моменты времени, путем интегрирования уравнений модели движения навигационного космического аппарата, учитывающей согласованную эфемеридную информацию.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011112489/28A RU2460970C1 (ru) | 2011-04-04 | 2011-04-04 | Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011112489/28A RU2460970C1 (ru) | 2011-04-04 | 2011-04-04 | Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2460970C1 true RU2460970C1 (ru) | 2012-09-10 |
Family
ID=46939025
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011112489/28A RU2460970C1 (ru) | 2011-04-04 | 2011-04-04 | Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2460970C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2152048C1 (ru) * | 1998-07-28 | 2000-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева | Способ определения координат местоположения, составляющих вектора скорости, дальности и траекторных измерений навигирующимся объектом по навигационным радиосигналам космических аппаратов спутниковых радионавигационных систем |
| RU2181927C1 (ru) * | 2001-02-12 | 2002-04-27 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения им. Петра Великого | Спутниковая радионавигационная система |
| US7490008B2 (en) * | 2004-09-17 | 2009-02-10 | Itt Manufacturing Enterprises, Inc. | GPS accumulated delta range processing for navigation applications |
| RU2390730C1 (ru) * | 2009-04-06 | 2010-05-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы |
-
2011
- 2011-04-04 RU RU2011112489/28A patent/RU2460970C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2152048C1 (ru) * | 1998-07-28 | 2000-06-27 | Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева | Способ определения координат местоположения, составляющих вектора скорости, дальности и траекторных измерений навигирующимся объектом по навигационным радиосигналам космических аппаратов спутниковых радионавигационных систем |
| RU2181927C1 (ru) * | 2001-02-12 | 2002-04-27 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения им. Петра Великого | Спутниковая радионавигационная система |
| US7490008B2 (en) * | 2004-09-17 | 2009-02-10 | Itt Manufacturing Enterprises, Inc. | GPS accumulated delta range processing for navigation applications |
| RU2390730C1 (ru) * | 2009-04-06 | 2010-05-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Бортовые устройства спутниковой радионавигации./ Под ред. B.C.ШЕБШАЕВИЧА. - М.: Радио и связь, 1988, с.200. * |
| ЯЦЕНКО В.С. Основы спутниковой навигации. Системы GPS NAVSTAR и ГЛОНАСС. - М.: Горячая линия-Телеком, 2005, с.42, 111-152. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107390233B (zh) | 一种低轨卫星导航增强电离层延迟改正参数方法 | |
| CN107797126B (zh) | 基于星型网络的bds/gps广播式网络rtk算法 | |
| CN103542854B (zh) | 基于星载处理器的自主定轨方法 | |
| CN101258418B (zh) | 电离层建模装置和方法 | |
| Yang et al. | Chinese navigation satellite systems | |
| Allahvirdi-Zadeh et al. | POD of small LEO satellites based on precise real-time MADOCA and SBAS-aided PPP corrections | |
| Zhang et al. | Investigating GNSS PPP–RTK with external ionospheric constraints | |
| CN101738598B (zh) | 对卫星或飞行器轨道和位置实时精密测量方法 | |
| CN111290005B (zh) | 载波相位的差分定位方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| Ruan et al. | Orbit determination and time synchronization for BDS-3 satellites with raw inter-satellite link ranging observations | |
| CN103235321A (zh) | Gps单站伪距定位精密授时方法 | |
| Allain et al. | Ionospheric delay corrections for single-frequency GPS receivers over Europe using tomographic mapping | |
| CN113253314A (zh) | 一种低轨卫星间时间同步方法及系统 | |
| CN103293550A (zh) | 利用单频gnss接收机的实时高精度地震形变监测方法 | |
| Skaloud et al. | Real-time registration of airborne laser data with sub-decimeter accuracy | |
| Zhou et al. | Real-time orbit determination of Low Earth orbit satellite based on RINEX/DORIS 3.0 phase data and spaceborne GPS data | |
| Xiao et al. | Real-time carrier observation quality control algorithm for precision orbit determination of LEO satellites | |
| EP2995973B1 (en) | Method and system for dynamic-to-dynamic precise relative positioning using global navigation satellite systems | |
| CN113848569A (zh) | 虚拟基准站的定位校验方法、存储介质和电子设备 | |
| RU2460970C1 (ru) | Способ определения эфемеридной информации в аппаратуре потребителя и устройство для его осуществления | |
| Li et al. | A near-real-time automatic orbit determination system for COSMIC and its follow-on satellite mission: analysis of orbit and clock errors on radio occultation | |
| Colombo | Real-time, wide-area, precise kinematic positioning using data from internet NTRIP streams | |
| Cerretto et al. | Network time and frequency transfer with GNSS receivers located in time laboratories | |
| RU123176U1 (ru) | Способ и система определения местоположения навигационного космического аппарата | |
| Schaer | GNSS ionosphere analysis at CODE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |